2882

Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы

Книга

Астрономия и авиация

Целью настоящей работы является изучение принципов построения и работы авиационных приборов: топливомеров, тахометров, датчиков давления, указателей скорости и высоты. Приведена  краткая теория работы и методические рекомендации по исследованию...

Русский

2012-10-20

935.25 KB

228 чел.

Целью настоящей работы является изучение принципов построения и работы авиационных приборов: топливомеров, тахометров, датчиков давления, указателей скорости и высоты. Приведена  краткая теория работы и методические рекомендации по исследованию основных характеристик представленных приборов.

Предназначен для студентов по направлению подготовки дипломированных специалистов 653700-Приборостроение  по специальностям 190300-Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы. 


СОДЕРЖАНИЕ

1. Лабораторная работа № 1. Исследование датчиков давления.

1.1. Цель работы…………………………………………………….

1.2. Краткая теоретическая часть………………………………….

1.2.1. Назначение и типы манометрических датчиков давления..

1.2.2. Потенциометрические датчики давления………………….

1.2.3. Индуктивные датчики давления……………………………

1.2.4. Погрешности датчиков давления…………………………...

1.3. Описание лабораторной установки…………………………..

1.4. Порядок выполнения работы…………………………………

1.5. Содержание отчета……………………………………………

1.6. Контрольные вопросы………………………………………..

Список литературы………………………………………………...

2. Лабораторная работа № 2. Исследования приборов для измерения скорости вращения.

2.1. Цель работы……………………………………………………

2.2. Краткая теоретическая часть …………………………………

2.2.1. Назначение и типы тахометров…………………………….

2.2.2. Принцип работы магнитоиндукционного тахометра……..

2.2.3. Состав и конструкция магнитоиндукционного тахометра.

2.3. Описание лабораторной установки………………………….

2.4. Задание…………………………………………………………

2.5. Порядок выполнения работы…………………………………

2.6. Содержание отчета…………………………………………….

2.7. Контрольные вопросы…………………………………………

Список литературы

3. Лабораторная работа №3. Исследование приборов для измерения количества и расхода топлива…………….

3.1. Цель работы……………………………………………..

3.2. Краткая теоретическая часть…………………….

3.2.1. Назначение системы измерения запаса и расхода топлива.

3.2.2. Принцип работы емкостного топливомера……………

3.2.3. Измерительные схемы емкостного топливомера……

3.3. Описание лабораторной установки………………………..

3.4. Задание………………………………………………………

3.5. Порядок выполнения работы………………………………

3.6. Содержание отчета………………………………………

3.7. Контрольные вопросы……………………………

Список литературы…………………………………..

4. Лабораторная работа № 4. Исследования приборов для измерения высоты, скорости и числа М

4.1. Цель работы…………………………………………...

4.2. Краткая теоретическая часть

4.2.1. Барометрический метод измерения высоты………

4.2.2. Аэрометрический метод измерения скорости и

числа М.……………………………………………...

4.3. Описание лабораторной установки………………….

4.4. Задание………………………………………………...

4.5. Порядок выполнения работы………………………...

4.6. Содержание отчета……………………………………

4.7. Контрольные вопросы………………………………..

Список литературы………………………………………..

Приложение……………………………………………….


ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №1

ИССЛЕДОВАНИЕ ДАТЧИКОВ ДАВЛЕНИЯ.

1.1. Цель работы

Изучение принципов построения датчиков давления, исследование статических характеристик.

1.2. Краткая теоретическая часть

1.2.1. Назначение и типы манометрических датчиков давления

Дифференциальные манометры используются для измерения избыточных давлений жидкостей и газов в различных отсеках авиационных двигателей (в топливной системе, системе смазки и т.д.).

Манометры абсолютного давления (моновакууметры) применяются для измерения давления во всасывающих системах.

Манометры отношения давлений служат для контроля степени сжатия газов в различных ступенях газотурбинных двигателей.

Помимо манометров со стрелочной индикацией, на летательных аппаратах широко применяются сигнализаторы и датчики давлений. Сигнализаторы давлений включают электрический сигнал при выходе измеряемого давления за допустимые для нормальной работы двигателя пределы. Датчик давления выдает электрический сигнал, пропорциональный измеряемому давлению и используемый для автоматического управления системами ЛА или для дальнейшей передачи на указатели в дистанционных манометрах.

По методам измерения давления манометры можно разделить на следующие группы:

  1.  механические (недистанционные), в том числе жидкостные, весовые и пружинные.
  2.  электромеханические, в которых механический чувствительный элемент сочетается с электрической дистанционной передачей.
  3.  электрические, в том числе электронные, газоразрядные, радиоактивные, тепловые пьезорезисторные.

При использовании чисто механических манометров давление должно подводиться с помощью трубопроводов непосредственно к приборной доске самолета. Наличие трубопроводов снижает эксплуатационную надежность системы (из-за возможной разгерметизации системы в случае поломки трубопровода) и приводит к запаздыванию показаний при измерении давления. Именно этот фактор обуславливает бесперспективность развития недистанционных манометров. От этих недостатков избавлены дистанционные электромеханические манометры, в которых датчик, содержащий механический чувствительный элемент с электрическим преобразователем, устанавливается непосредственно у объекта измерений. При этом электрические сигналы, снимаемые с датчика, передаются по электропроводам и воспринимаются расположенным на приборной доске электроизмерительным прибором или используется в системах автоматического регулирования.

1.2.2. Потенциометрические датчики давления

В таких датчиках используется потенциометрический преобразователь перемещений. Эта конструкция является унифицированной: при переходе от одного диапазона измерений к другому так выбирается толщина мембраны, что её максимальный прогиб не изменяется.

Рис. 1.1. Структурная схема прибора

Структурную схему ЭДМУ можно представить в виде семи звеньев. Первые четыре звена относятся к датчику; два последующих - к указателю, звено VII - источник питания.

Кинематическая схема датчика приведена на рис. 1.2. 

Рис. 2. Потенциометрический датчик давления

1 – потенциометр; 2 – щетка; 3 – вилка; 4 – щеткодержатель; 5 – ось поводка;

6 – поводок; 7 – возвратная пружина; 8 – качалка; 9 – шток; 10, 13 – основания;

11 – мембрана; 12 – штуцер.

Упругий чувствительный элемент - мембрана - является первым звеном. Под действием разности давлений (P1-P2) центр мембраны перемещается на величину W. Статической характеристикой мембраны является зависимость

    (1.1)

где C1 - коэффициент, учитывающий геометрические размеры и форму гофрировки мембраны;

EM - модуль упругости мембраны, н/м;

(P1- P2) - измеряемая разность давлений.

Звеном II является рычаг 8. Статическая характеристика звена II на рабочем участке может быть линейной и описана уравнением прямой

                       (1.2)

где    СII - коэффициент пропорциональности, рад/м;

W – перемещение толкателя, м;

β - угол отклонения конца рычага 5, рад.

Звеном III датчика служит поводок 6 передаточно - множительного механизма. Статическая характеристика этого звена также может быть принята линейной и представлена в виде

       (1.3)

где  СIII - коэффициент пропорциональности звена III;

 - угол отклонения рычага 6 со щеткой 2.

Звеном IV является потенциометрический преобразователь. Статической характеристикой звена является зависимость

     (1.4)

где  CIV  - коэффициент пропорциональности звена;

RX - сопротивление участка потенциометрического преобразователя.

Общая статическая характеристика датчика, без учета сравнительно малой упругости спиральной пружины 7, имеет вид

   (1.5)

Звено V  -  мостовая  схема манометра (рис.1.3).  Статическая характеристика звена

     (1.6)

Рис. 1.3. Принципиальная схема манометра:

1-чувствительный элемент; 2-щетка; 3-магнит неподвижный; 4-магнит подвижный.

Если с целью симметрии мостовой схемы предположить R1=R2 , то статическую характеристику можно записать в виде

  (1.7)

где r - сопротивление рамки.

Подставив в полученное выражение , в окончательном виде получим

  (1.8)

VI звеном структурной схемы электромеханического манометра ЭДМУ является логометр с подвижным магнитом. Статической характеристикой логометра с подвижным магнитом является зависимость

    (1.9)

где n1 и n2 - числа витков катушек;

k - коэффициент, учитывающий форму и размеры катушек;

- угол между катушками;

I1 и I2 - токи в катушках.

Общая статическая характеристика шести звеньев, найденная в результате решения системы уравнений, имеет вид сложной функции:

(1.10)

где   - обобщенный коэффициент.

Функция не линейна, но при правильном выборе параметров электрической схемы и деталей механических звеньев удается получить шкалу манометра с практически равномерной градуировкой в рабочем диапазоне.

С целью компенсации температурных погрешностей, вызванных влиянием температуры  окружающей среды на рамки логометра, сопротивление полудиагонали выполняется из двух сопротивлений R3 и R4, первое из которых - с положительным температурным коэффициентом, а второе  -  с нулевым температурным коэффициентом  (например, манганиновое).

Выберем величину сопротивления полудиагонали из условия независимости отношения токов от температуры окружающей среды . Положим, что сопротивление рамки и полудиагонали R3 зависят от температуры окружающей среды:

    (1.11)

где  1 и 2 - температурные коэффициенты сопротивлений;

 R'30 - сумма сопротивлений медной и манганиновой катушки при нормальной температуре.

Подставляя эти выражения в статическую характеристику и считая, что остальные сопротивления не зависят от окружающей температуры, получим

    (1.12)

где

 

Если принять

      (1.13)

то отношение токов   не будет зависеть от окружающей температуры,  т.е.

      (1.14)

Следовательно, соотношение (1.14) и является условием температурной компенсации. Подставив в выражение (1.12) значения коэффициентов A1, В1, A2 и B2, можно определить необходимую для компенсации величину сопротивления медной катушки R30.

Полная компенсация температурной ошибки может быть достигнута только при определении значений сопротивлений RX и RY. При других значениях RX и RY появится температурная ошибка, но эта ошибка значительно меньше той, которая была бы при отсутствии компенсации.

При R1 = R2 и RX = RY , благодаря симметрии схемы, температурная ошибка равна нулю даже без компенсации. Поэтому при расчете сопротивлений Rзо условие полной компенсации целесообразно брать для значений RX и RY , соответствующих положению щетки на расстоянии приблизительно 20-30% от края потенциометра.

1.2.3. Индуктивные датчики давления

В этих датчиках применяются индуктивные чувствительные элементы. Индуктивные датчики получили достаточно широкое распространение, но в современных условиях, в связи с малой надежностью, сложностью конструкции индуктивных чувствительных элементов, высокими требованиями, предъявляемыми к магнитным материалам они применяются все реже. Измеряемое давление воздействует на упругий ЧЭ, который перемещает якорь индуктивного преобразователя (ИП). Первичные обмотки ИП питаются переменным током повышенной частоты (28 кГц), который генерируется полупроводниковым преобразователем, питаемым от бортовой сети постоянного тока через стабилизатор   напряжения.   Выходное напряжение со вторичных обмоток ИП выпрямляется и подается на выходные клеммы штепсельного разъема.

Рис. 1.5. Принципиальная схема манометра с индуктивным датчиком:

Снимаемые с индуктивного датчика сигналы переменного тока выпрямляются диодами и на логометр указателя поступают сигналы постоянного тока.

Такие манометры применяются для измерения давления при повышенных температурах и при значительных колебаниях измеряемого давления с частотой до 700 Гц. Диапазон измерения от 0 – 0.3 МПа до 0 – 30 МПа. Максимальные погрешности не превышают  ± 4 %

1.2.4. Погрешности датчиков давления.

К инструментальным погрешностям манометра относятся:

1. Шкаловые погрешности;

2. Погрешности, вызываемые трением в механизме;

3. Погрешности от неуравновешенности деталей передаточно-множительного механизма;

4. Температурные погрешности;

5. Погрешности гистерезиса.

Наибольшую величину имеют погрешности от трения и температурные погрешности.

Погрешность, вызываемая трением в механизме, обусловлена наличием сил трения в сопряженных деталях кинематической цепи (в шарнирах, осях, зубчатых парах и т.д.) и трением между щеткой и потенциометром.

Изменение температуры окружающей среды по сравнению с температурой градуировки приводит к следующим погрешностям:

а) изменение модуля упругости материала, из которого изготовлен упругий чувствительный элемент;

б) неодинаковое линейное расширение деталей из различных материалов при изменении температуры;

в) изменение сопротивлений рамок логометра.

Величина погрешности от изменения модуля упругости неодинакова по всей шкале: при нулевой разности давлений, погрешность равна нулю; с увеличением разности давлений погрешность возрастает.

Абсолютное значение температурной погрешности, вызванное изменением модуля упругости

      (1.14)

где  - температурный коэффициент модуля упругости;

р - разность давлений;

t - изменение температуры окружающей среды.

Неодинаковое  линейное  расширение  деталей  при  изменении температуры приводит к дополнительному перемещению передаточно-множительного механизма и, соответственно, к   смещению стрелки прибора. Возникающая при этом погрешность показания прибора пропорциональна величине изменения температуры и имеет одинаковую величину по всей шкале, т.е. не зависит от измеряемого давления. Для устранения этой погрешности основание и тягу механизма следует изготовлять из одинакового материала.

Кроме того, для устранения   контактного трения щеток потенциометра применяют бесконтактные преобразователи - индуктивный датчик перемещения, якорь которого связан с жестким центром мембраны.

Электрический сигнал рассогласования, снимаемый с индуктивного датчика через выпрямительный мост, подается на логометрический указатель аналогично потенциометрическому датчику.

1.3. Описание лабораторной установки

Схема установки (рис. 1.6) содержит в своем составе: три исследуемых датчика давления: потенциометрический ДП, два индуктивных ИКД и ИД. Выходные сигналы с датчиков нормируются и посредством переключателя подаются на указатель.

Рис. 1.6. Схема установки

K - кран, Рес - ресивер, Ред - редуктор, М - манометр, ДП - датчик потенциометрический - ПI-Б, ИКД - индуктивный датчик ИКД-27ДФ, ИД -индуктивный датчик ДИ-4, mV - милливольтметр.

1.4. Порядок выполнения работы

1. Изучить принцип работы и конструкцию потенциометрического и индуктивного датчиков давления.

2. Создать давление в ресивере.

3. Установить переключатель в соответствующее положение, снять зависимость выходного сигнала каждого датчика от величины входного давления.

4. Измерения произвести для десяти значений входного давления. Данные занести в таблицу 1.

Таблица 1

пп

Давление по шкале манометра

Показания mV ДП

Показания mV ИКД

1

2

3

 Uср

Δ

ε

1

2

3

 Uср

Δ

ε

1

2

3

4

5

6

7

8

9

10

По полученным данным построить графики зависимости

Определить погрешности датчиков давления и сравнить полученные результаты.

1.5. Содержание отчета

1. Цель работы;

2. Схему установки;

3. Результаты измерений, сведенные в таблицу;

4. Графики, построенные по результатам измерений;

5. Вывод.

1.6. Контрольные вопросы

1. Принцип действия потенциометрического датчика давления.

2. Принцип действия индуктивного датчика давления.

3. Погрешности исследуемых датчиков давления и методы их уменьшения.

4. Конструкция датчиков давления.

5. Перечислите   погрешности  манометров   с   потенциометрическими датчиками.

6. Перечислите погрешности манометров с индуктивными датчиками.

7. Методы устранения погрешностей манометров различного типа.

Литература

1. Боднер В.А. “Приборы первичной информации”. М. Машиностроение, 1981 г.

2. Дорофеев С.С. Авиационные приборы. М.: Воениздат, 1992 г.

3. Панфилов Д.И.  Иванов В.С. Датчики фирмы  “ Motorola”. М.: Додэка, 2000 г.

4. Уолт Кестер. Учебник фирмы Analog Devices. / Перевод с английского - Горшков Б.Л., Санкт-Петербург: Автекс, 1998 г., электронная версия.


ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА № 2

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРИБОРОВ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ ВРАЩЕНИЯ

2.1. Цель работы

Целью лабораторной работы являются изучение принципов работы электрических тахометров, ознакомление с конструкцией, экспериментальное определение характеристик.

2.2. Краткая теоретическая часть

2.2.1. Назначение и типы тахометров

Прибор, предназначенный для измерения частоты вращения, называется тахометром. В авиации тахометры применяются для измерения частоты вращения силовых агрегатов, а также вала двигателя. Частота вращения вала силовой установки летательного аппарата является важнейшим параметром, по которому судят о тяге или мощности двигателя, о динамической и тепловой напряженностях.

Наибольшее распространение получили следующие методы измерения частоты вращения по принципу действия чувствительного элемента (ЧЭ):

– центробежные, в которых ЧЭ реагирует на центробежную силу, развиваемую неуравновешенными массами при вращении вала;

– магнитоиндукционные, основанные на зависимости наводимых в металлическом теле вихревых токов от частоты вращения;

– электрические постоянного, переменного или импульсного тока, основанные на зависимости генерируемого напряжения от частоты вращения;

– фотоэлектрические, основанные на модуляции светового потока вращающимися элементами и др.

Магнитоиндукционные, тахометры нашли наиболее широкое применение в современной авиации.

2.2.2. Принцип работы магнитоиндукционного тахометра

Принцип действия магнитоиндукционных тахометров основан на явлении наведения вихревых токов в металлическом теле вращающемся в магнитном поле (или в неподвижном теле, находящемся во вращающемся магнитном поле).

Магнитоиндукционные тахометры бывают двух типов: с цилиндрическим ЧЭ (рис. 2.1 а) и с дисковым ЧЭ (рис. 2.1 б).

Рис. 2.1

а – тахометр с полым цилиндром; б – тахометр с диском; 1 – магнит; 2 – чувствительный элемент; 3 – термомагнитный шунт; 4 – магнитопровод.

Индукционные тахогенераторы редко применяются как измерительные приборы вследствие больших погрешностей, но они незаменимы в качестве датчиков угловой скорости в системах автоматики.

Рис. 2.2 Кинематические схемы магнитоиндукционных тахометров:

а – с полым цилиндром; б – с диском; 1 – чувствительный элемент; 2 –магнит; 3 – магнитопровод.

К ним относятся магнитоиндукционные тахометры, которые бывают двух типов: с чувствительным элементом в виде тонкостенного электропроводящего полого цилиндра 1 (рис. 2.2 а), помещенного в зазоре между вращаемым магнитом 2 и магнитопроводом 3, или с чувствительным элементом в виде диска 1 (рис. 2.2 б), помещенного в зазоре между вращаемыми цилиндрическими магнитами 2. Обычно постоянные магниты вращаются с частотой, пропорциональной измеряемой частоте вращения вала двигателя, а чувствительные элементы (цилиндры и диски) закреплены на самостоятельных осях и могут поворачиваться лишь на некоторый угол, ограниченный спиральной противодействующей пружиной П.

При вращении магнитной системы в теле чувствительного элемента (ЧЭ) за счет магнитной индукции наводится ЭДС, прямо пропорциональная скорости вращения магнита:

     (2.1)

где k1 – коэффициент, зависящий от индукции магнитного потока, пронизывающего ЧЭ;

пm – угловая скорость вращения магнита.

ЭДС, индуцированная в ЧЭ, вызывает появление в нем индукционных токов i, величина которых зависит от ЭДС, вызвавшей их, числа пар полюсов магнита, размеров и материалов ЧЭ. Индукционные токи, в свою очередь, создают магнитное поле. В результате взаимодействия магнитных полей ЧЭ и постоянных магнитов возникает вращающий момент, стремящийся повернуть ЧЭ вслед за вращающимся магнитом. Вращающий момент, действующий на элемент, пропорционален величине индуцированного в нем вихревого тока, а следовательно, и скорости вращения магнита:

    (2.2)

где k2 – постоянный коэффициент пропорциональности.

Под действием вращающего момента ЧЭ поворачивается и закручивает пружину П, создающую противодействующий момент, пропорциональный углу закручивания пружины:

    (2.3)

где с – жесткость пружины;

– угол закручивания пружины.

На одной оси с ЧЭ укреплена стрелка, угол отклонения которой пропорционален угловой скорости вращения постоянного магнита.

Угол поворота стрелки прибора определяется равенством моментов откуда

    (2.4)

где  – коэффициент, зависящий от жесткости пружины, конструкции и материала магнита и ЧЭ.

2.2.3. Состав и конструкция магнитоиндукционного тахометра

На самолетах и вертолетах находят применение магнитоиндукционные тахометры типа ТЭ (ТЭ-15, 2ТЭ-15-1, ТЭ-5-2М и др.) со шкалой, отградуированной в оборотах в минуту, и типа ИТЭ (ИТЭ-1, ИТЭ-2 и др.) со шкалой, отградуированной в процентах. Разница в устройстве их незначительна.

В комплекты тахометров этого типа могут входить один – два датчика и один показывающий прибор, либо один датчик и один – два указателя. В частности, комплект тахометра может состоять из одного датчика ДТЭ-1 и одного показывающего прибора ИТЭ-1. Соответственно датчик ДТЭ-2, Д-3М или Д-3-2 должен работать в системе измерения оборотов совместно с двумя измерителями типа ИТЭ-1 (ИТЭ-1Т) или с показывающим прибором ИТЭ-2 (ИТЭ-2Т), объединяющим в одном корпусе две измерительные системы.

Конструкция датчика Д-3-2 представлена на рис. 2.3.

Рис. 2.3 Датчик магнитоиндукционного тахометра Д-3-2:

 1 – хвостовик; 2, 6 –крышки; 3, 7 – шарикоподшипники; 4 – ротор; 5 – статор; 8 – болт.

Датчик представляет собой трехфазный генератор переменного тока с четырехполюсным постоянным магнитом – ротором 4.

Ротор напрессован на валу, заканчивающемся квадратным хвостовиком 1, которым вал генератора соединяется с приводом вала авиадвигателя. Эта передача обладает достаточной гибкостью и компенсирует скручивающие колебания и перекосы, которые могут возникнуть при монтаже датчика.

Ротор вращается в шарикоподшипниках 3 и 7, которые установлены в крышках 2 и 6.

Статор 5 датчика набран из пластин электротехнической стали. В целях уменьшения потерь в статоре от вихревых токов пластины изолированы одна от другой клеем.

Обмотка статора – четырехполюсная, трехфазная, выполненная из медного провода. Фазовые обмотки соединены звездой.

Магнитоиндукционный тахометр является дистанционным прибором. Синхронная дистанционная передача состоит из трехфазного генератора переменного тока (датчика), расположенного на авиадвигателе, трехпроводной линии и синхронного двигателя, размещенного в указателе.

Рис. 2.4 Электрокинематическая схема тахометра:

1 – плата с магнитами; 2 – диск демпфера; 3 – пружина; 4 – диск; 5 термомагнитный шунт; 6 – постоянные магниты; 7 – пружина; 8 – крестообразный магнит; 9 – гистерезисные диски; 10 – обмотка двигателя; 11 – дисковая плата; 12 – ось; 13 – шала; 14 – стрелка; 15 – якорь; 16 – обмотка статора.

Рис. 2.5 Кинематическая схема показывающего прибора тахосигнальной аппаратуры.

Рис. 2.6 Показывающий прибор тахометра ИТЭ – 1:

1 – плата с магнитами; 2 – диск демпфера; 3 – пружина; 4 – диск; 5 – термомагнитный шунт; 6 – постоянные магниты; 7 – пружина; 8 – крестообразный магнит; 9 – гистерезисные диски; 10 – обмотка двигателя; 11 – дисковая плата;12 – ось; 13 – шкала; 14 –стрелка.

Совместное рассмотрение рисунков 2.4 – 2.6 позволяет изучить конструкцию показывающего прибора и работу комплекта магнитоиндукционного тахометра типа ИТЭ.

Показывающий прибор включает в себя два узла, смонтированные в одном корпусе, синхронный двигатель и измерительную систему (тахометр).

Синхронный двигатель состоит из статора с трехфазной обмоткой 10 и ротора, собранного из двух крестообразных магнитов 5 и трех гистерезисных дисков 9. Постоянные крестообразные магниты насажены на вал свободно и могут поворачиваться относительно вала на некоторый угол, так как соединяются с ним пружиной 7, через которую передают крутящий момент на вал синхронного двигателя.

Это обеспечивает вхождение двигателя в синхронизм до того, как он разовьет полную мощность.

Гистерезисные диски 9 изготовляются из магнитотвердого материала. В синхронном режиме работы диски взаимодействуют с вращающимся полем так же, как и постоянные магниты, но с меньшей силой взаимодействия.

Измерительная часть прибора состоит из магнитного узла с двумя дисковыми платами 11 с впрессованными в них шестью парами постоянных магнитов 6. На магниты надет термомагнитный шунт 5, предназначенный для компенсации температурной погрешности. Шунт выполнен из сплава, магнитная проницаемость которого с возрастанием температуры уменьшается.

В воздушном зазоре между торцами противоположных полюсов магнитов расположен чувствительный элемент – диск 4, изготовленный из медно-марганцевого сплава с малым температурным коэффициентом.

Таким образом, магнитный узел укреплен на конце вала синхронного двигателя и вращается с синхронной скоростью, а чувствительный элемент – диск связан, через ось 12 со стрелкой 14, перемещающейся по шкале 13.

Для уменьшения колебаний стрелки около установившегося положения в конструкции прибора предусмотрен демпфер, по устройству аналогичный измерительному узлу 11.

Платы 1 магнитного демпфера закреплены неподвижно. Между торцами шести пар неподвижных магнитов находится алюминиевый диск 2 демпфера, связанный с осью измерительного узла.

Взаимодействие наводимых в алюминиевом диске вихревых токов с магнитным потоком магнитов приводит к превращению энергии колебаний в тепловую и к повышению устойчивости стрелки прибора.

Тахометр ИТЭ-1 работает следующим образом. Напряжение статорной обмотки 16 генератора датчика с частотой, пропорциональной частоте вращения ротора авиадвигателя, возбуждает в статорной обмотке 10 синхронного двигателя показывающего прибора вращающееся магнитное поле, которое приводит к намагничиванию гистерезисных дисков двигателя. Гистерезисные диски выполнены из ферромагнитного материала с большой коэрцитивной силой, поэтому создаваемое ими магнитное поле из-за большого гистерезиса отстает на некоторый угол от намагничивающего поля статора.

В результате возникает вращающий момент дисков ротора двигателя, направление которого совпадает с направлением вращающегося поля статорных обмоток.

При частоте вращения ротора, близкой к синхронной, когда обороты ротора и поля статора становятся одинаковыми, постоянные магниты 8 успевают взаимодействовать с полем статора, входят в синхронизм и, постепенно закручивая пружину 7, начинают воспринимать полную нагрузку.

В синхронном режиме работы двигателя основной вращающий момент создается в результате взаимодействия поля постоянных магнитов с вращающимся полем статора, а гистерезисные диски создают лишь незначительный дополнительный момент.

При резких увеличениях частоты вращения авиадвигателя, следовательно, и скорости вращения магнитного поля статора возможен переход двигателя в асинхронный режим работы. В этом случае полюсы постоянных магнитов вращаются с некоторым отставанием от полюсов поля статора. Гистерезисные диски помогают ротору следовать за магнитным полем статора и вводят постоянные магниты ротора в синхронную работу.

Ротор двигателя вращает магнитную систему 11 измерительного узла. В результате взаимодействия полей магнитов 6 и диска 4 чувствительный элемент (диск) с закрепленной на его оси стрелкой 14 поворачивается и закручивает противодействующую пружину 5. Таким образом, угол поворота диска пропорционален значению измеряемой частоты вращения. Демпфер, укрепленный на оси чувствительного элемента, успокаивает подвижную систему и облегчает снятие показаний стрелки указателя.

Указатели ИТЭ-2 предназначены для измерения частоты вращения валов двух двигателей или двух ступеней компрессора одного двигателя. В корпусе указателя ИТЭ-2 размещены два измерительных узла, аналогичные рассмотренным, движение которых передается на две соосные стрелки. Магнитоиндукционный демпфер в них отсутствует. Демпфирование колебаний осуществляется за счет моментов трения зубчатых передач.

К магнитоиндукционным тахометрам относится и тахометрическая сигнальная аппаратура (ТСА), которая может обеспечивать либо только выдачу дискретных сигналов соответствующих определенным частотам вращения вала (ТСА-12), либо выдачу дискретных сигналов и индикацию частоты вращения вала (ТСА-6). Конструкция показывающих приборов ТСА аналогична конструкции ИТЭ-1 (рис. 10). Отличие заключается лишь в наличии сигнального устройства, которое состоит из осветителей Л1, Л4 и фоторезисторов B1, B4, разделенных между собой профилированным диском. Диск укреплен на оси измерительного узла. При изменении скорости вращения профильный диск поворачивается, в результате меняется степень освещенности тех или иных фоторезисторов, включенных в схему управления, и тахометр выдает сигналы, соответствующие определенным частотам вращения, на исполнительные устройства.

Шкала показывающего прибора ИТЭ отградуирована в процентах, измерительный предел – (0…110) %, цена деления – 1 %, погрешность измерения не превышает ±0,5 % в рабочем диапазоне шкалы от 60 до 100% и 1% - в остальном диапазоне.

Основная погрешность выдачи дискретных сигналов ТСА не превышает ±2 %.

Датчики магнитоиндукционных тахометров не имеют методической погрешности.

Основная инструментальная погрешность указателя тахометра определяется трением в подшипниках и ошибками градуировки шкалы.

Дополнительные погрешности обусловлены прежде всего влиянием температуры и вызываются изменением электрического сопротивления чувствительного элемента, магнитной проводимости магнитопроводов и упругих свойств противодействующей пружины. Конструктивная погрешность из-за изменения температуры окружающей среды частично компенсируется подбором материалов деталей. В частности, чувствительный элемент - диск изготовляется из марганцовистой меди (96,1 % Сu, 3,9 % Мn) с положительным температурным коэффициентом. Противодействующая пружина из фосфористой бронзы и магниты из соответствующих сплавов имеют отрицательные температурные коэффициенты. Для компенсации остаточной температурной погрешности применяется температурный шунт 5, надетый на магниты 6. Шунт выполнен из сплава, магнитная проницаемость которого с возрастанием температуры уменьшается. Действие шунта заключается в следующем. С увеличением температуры окружающей среды увеличивается сопротивление токопроводящего диска 4 и уменьшается сила наведенного тока. Одновременно с этим уменьшается магнитная проницаемость шунта, который меньшую часть магнитного потока пропускает через себя, вследствие чего увеличивается магнитная индукция в зазоре измерительного магнитного узла. При этом сила взаимодействия постоянных магнитов 6 и токов в диске 4, а следовательно, и движущий момент практически остаются неизменными.

2.3. Описание лабораторной установки

В состав установки входят два датчика тахометра, привод которых осуществляется двигателями постоянного тока. Сигналы, снимаемые с тахогенераторов, подаются с помощью трехпроводной линии связи на сдвоенный указатель тахометра. Изменяя скорость вращения двигателя, можно поочередно изменять скорость вращения ротора тахогенератора и соответственно его выходной сигнал. Посредством выведенных контактов можно также измерять амплитуду и частоту выходного сигнала тахогенераторов.

Рис. 2.7. Схема лабораторной установки

БП – блок питания, Д1, Д2 – двигатели, ТГ1, ТГ2 – тахогенераторы, УК – указатель, A, B, C – фазы выходного напряжения ТГ.

2.4. Задание

1. Изучить принцип действия электрических тахометров.

2. Исследовать характеристики тахогенератора.

2.5. Порядок выполнения работы

1. Установить тумблеры в соответствующие положения, подать напряжение питания на стенд.

2. Подключить поочередно каждый из датчиков тахогенератора, изменяя скорость вращения приводного электродвигателя, убедиться в работоспособности тахогенераторов и указателя.

3. Для каждого тахогенератора снять зависимость амплитуды выходного напряжения от числа оборотов в 10 точках

.

4. Для каждого тахогенератора снять зависимость частоты выходного напряжения от числа оборотов

.

5. Данные свести в таблицу.

Таблица 2.1

Число оборотов, %

Выходное напряжение, В

Частота выходного напряжения, Гц

ТГ1

ТГ2

ТГ1

ТГ2

1

2

10

6. Построить график зависимости

;

.

2.6. Содержание отчета

Отчет должен содержать:

а) цель работы;

б) схему установки;

в) результаты измерений, сведенные в таблицу;

г) графики, построенные по результатам измерений;

д) вывод.

2.7. Контрольные вопросы

1. Объяснить  принцип действия магнитоиндукционного тахометра.

2. Какими факторами объясняются основные погрешности магнитоиндукционных тахометров.

3. Методы уменьшения погрешностей тахометров.

Список литературы

1. В. А. Боднер. «Приборы первичной информации»: Машиностроение, 1981.

2. С. С. Дорофеев. «Авиационные приборы»: Москва, 1992.

3. http://www.krugosvet.ru

4. http://www.airwar.ru/bleo


ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА №3

ИССЛЕДОВАНИЕ ПРИБОРОВ ДЛЯ ИЗМЕРЕНИЯ КОЛИЧЕСТВА И РАСХОДА ТОПЛИВА

3.1. Цель работы

Целью работы является изучение принципов работы емкостного топливомера.

3.2. Краткая теоретическая часть

3.2.1. Назначение системы измерения запаса и расхода топлива

Приборы, измеряющие объемное или весовое количество топлива в баках, называются топливомерами. Они позволяют экипажу самолета в любой момент полета определить, сколько топлива имеется в баках, и оценить время, в течение которого можно продолжать полет.

Непосредственное измерение объема (веса) топлива на борту самолета неосуществимо, поэтому применяются косвенные методы измерения, в которых объем (вес) топлива функционально связан с какой-либо легко определяемой величиной. В качестве таких величин выбирают уровень или вес столба топлива в баке.

С помощью топливомеров определяют суммарный запас топлива во всех баках и количество топлива в каждом из них в отдельности. Необходимо знать, как распределено топливо между баками, для того чтобы определить правильную последовательность расходования топлива из баков во избежание недопустимого смещения центра масс самолета. Переключением баков управляют автоматические устройства топливомеров.

Большинство методов измерения количества топлива сводится к измерению его уровня (высоты столба жидкости). Однако шкалы указателей топливомеров градуируют в единицах объема (литрах) или в килограммах. Поэтому тарировка шкалы зависит от размеров и формы топливного бака, для которого предназначен прибор.

Существуют следующие методы измерения количества топлива:

− поплавковый, основанный на измерении положения поплавка, плавающего на поверхности жидкости;

− емкостной, при котором электрическая емкость специального конденсатора, установленного в баке, зависит от уровня жидкости;

− манометрический, при котором измеряется давление столба жидкости в баке;

− радиационный, основанный на измерении интенсивности ядерного излучения, зависящего от уровня жидкости;

− радиочастотный, основанный на зависимости от уровня жидкости параметров отрезков длинных линий;

− ультраакустический, основанный на измерении уровня по отражению ультразвука от границ раздела сред и др.

На современных летательных аппаратах наибольшее распространение получили два основных топливомера, работающих по первым двум методам.

3.2.2. Принцип работы емкостного топливомера

Принцип действия емкостного топливомера основан на зависимости величины емкости специального конденсатора от уровня топлива в баке.

Чувствительный элемент емкостного топливомера (рис. 3.1) представляет собой цилиндрический конденсатор с внутренним электродом 1,внешним 2 и изоляционным слоем 3. Между изоляционным слоем и внешним электродом находится слой жидкости (топливо, кислота), уровень которой необходимо измерить. Если уровень жидкости в баке изменяется, то будет изменяться и емкость конденсатора вследствие того, что диэлектрические постоянные жидкости и воздуха различны.

В большинстве случаев внешний электрод цилиндрического конденсатора должен быть выполнен отдельно, однако не исключено использование в качестве внешнего электрода стенок бака, особенно в высоких и узких баках. Это тем более целесообразно, что в таком случае конденсатор позволяет измерять количество топлива в баке без заметных погрешностей при достаточно больших кренах самолета и ускорениях.

Емкостные топливомеры применяются для измерения количества всех видов топлива, но оказываются почти незаменимы в случае

Рис. 3.1. Схема чувствительного элемента емкостного топливомера:

1 – внутренний электрод; 2 – внешний электрод;

3 – изоляционный слой.

измерения количества химически активных жидкостей, применяемых в качестве горючих компонентов в жидкостно-реактивных двигателях. В этом случае внутреннюю трубку конденсатора датчика покрывают тонким электроизоляционным слоем. Материал для внешней трубки также следует выбирать с учетом свойств жидкости, уровень которой нужно измерять.

Существенным преимуществом емкостных топливомеров по сравнению с поплавковыми является отсутствие в датчике подвижных частей, кроме того, в этих приборах погрешности при кренах и ускорениях самолета меньше, чем в поплавковых.

Для вывода зависимости между уровнем топлива в баке и емкостью датчика введем следующие обозначения (см. рис. 3.1): 1, 2, 3 – диэлектрические постоянные жидкости, материала изолятора и смеси паров жидкости и воздуха соответственно; R1, R2, R3 – радиусы внутреннего электрода, изолятора и внешнего электрода; х – уровень жидкости; h – полная высота датчика. Вследствие наличия изоляционного слоя имеется возможность измерять уровень полупроводящих (вода, кислота и др.) жидкостей. В качестве изолятора можно использовать стекло, резину или другой материал в зависимости от природы жидкости. При измерении уровня непроводящих жидкостей (керосин, бензин) изоляционный слой не применяют.

Если пренебречь концевым эффектом, то можно принять, что емкость нижней части цилиндрического конденсатора будет

                               (3.1)

Подобно этому емкость верхней части конденсатора найдем из  соотношения

                             (3.2)

Суммируя емкости Сх и Ch, получим полную емкость конденсатора:

               (3.3)

Из этого выражения следует, что емкость конденсатора является линейной функцией уровня жидкости х. Таким образом, измерение уровня жидкости можно свести к измерению емкости конденсатора С.

Чувствительность емкостного датчика определяется выражением

             (3.4)

Легко видеть, что наибольшая чувствительность будет в том случае, когда R2/ R1 стремится к 1, т. е. когда слой изоляции отсутствует. При этом получим:

                                 (3.5)

Так как диэлектрическая постоянная полупроводящих жидкостей значительно больше, чем непроводящих, то изменение емкости на единицу длины в первом случае будет больше, чем во втором. Отсюда следует, что емкостный метод измерения уровня особенно эффективен для полупроводящих жидкостей.

Из выражения (3.5) следует, что для увеличения чувствительности величину R3/ R2 нет необходимости брать большой. Если величина R3R2 мала, то на точность показаний прибора значительное влияние будет оказывать вязкость жидкости. Следовательно, слой жидкости между электродами должен быть таким, чтобы вязкость не оказывала влияния на уровень жидкости. Обычно ограничиваются зазором R3R2=l,5-6 мм, а для увеличения чувствительности датчик собирают из нескольких концентрических труб, образующих параллельно соединенные конденсаторы.

Следует отметить, что в емкостном топливомере можно полностью скомпенсировать методические погрешности, возникающие от наклона бака при крене и ускорениях. Действительно, для этого достаточно вместо одного чувствительного элемента установить по краям бака четыре элемента. При параллельном соединении емкостей чувствительных элементов общая емкость их будет оставаться почти постоянной при любых наклонах бака.

Емкостные топливомеры, не входящие в топливомерно-расходомерные системы, имеют различные модификации (СЭТС, СПУТ, СУИТ, ТАЦ) и выполняют следующие функции:

– измеряют количество топлива в группах баков и суммарное количество топлива на самолете;

– управляют выработкой топлива по заданной программе;

– осуществляют управление заправкой топлива;

– сигнализируют о выработке топлива из определенной группы баков и об остатке топлива на определенную продолжительность полета.

3.2.3. Измерительная схема емкостного топливомера

Назначением измерительной части являются:

  1.  Измерение и указание общего запаса топлива.
  2.  Поочередное измерение и указание запаса топлива в каждом баке или группе баков.

В основу работы измерительной части комплексной системы топливомера положен электроемкостной метод измерения запаса топлива. Сущность метода сводится к измерению электрической емкости конденсатора, который помещен в топливный бак, и представляет собой набор металлических труб разного диаметра, расположенных коаксиально. Количество таких труб может колебаться от двух до шести. Коаксиальные трубы соединены между собой через одну накоротко, так, что первая, третья и пятая составляют одну обкладку конденсатора, а вторая, четвертая и шестая − другую.

Чтобы емкость датчика была прямо пропорциональна массе топлива независимо от формы бака, поверхность труб датчика профилируется. Профилирование датчиков ведется так, чтобы получить зависимость емкости датчика от его высоты, повторяющую зависимость объема топлива V в баке от высоты уровня L. При профилировании в трубах датчиков вырезают отверстия (окна), меняя тем самым рабочую поверхность одной из обкладок конденсатора в соответствии с формой бака. Это позволяет получить линейную шкалу показывающего прибора.

Для получения точного значения начальной емкости датчика (±1,0%) его конструкция предусматривает возможность регулировки емкости в пределах ±4,0%. Для этой цели наружная труба сделана с выдавкой, а на внутренней трубе имеется продольная щель. Наружная труба − поворотная, угол поворота − около 60°. При повороте наружной трубы (рис. 3.2) выдавка 1 идущая вдоль трубы, перемещается относительно щели 2 неподвижной трубы. Тем самым меняется частично зазор между трубами, т. е. емкость датчика может быть либо уменьшена (а), либо увеличена (б).

Измерительная часть электроемкостного топливомера представляет собой самоуравновешивающийся мост перемен-

Рис. 3.2. Регулировка активной ёмкости топливоизмерительного датчика:

1 – выдавка, 2 – щель.

ного тока, одним плечом которого является емкость датчика Сх.

На рис. 3.3 представлена принципиальная электрическая схема измерения количества топлива, состоящая из основного измерительного моста 1 и дополнительного (компенсационного) 2. Мосты питаются переменным током напряжением 115 В, 400 Гц. В плечи моста 1 включены емкости Сх, Со и сопротивления Rl, R2, R3, R4, R5, R. При изменениях емкости датчика Сx нарушается равновесие моста и на входе усилителя У1 появляется сигнал, который через сумматор поступает на усилитель УЗ, а затем на двигатель отработки М, который перемещает через лентопротяжный механизм ленту показывающего прибора. Показывающий прибор топливомера может быть выполнен и с круглой шкалой, тогда двигатель отрабатывает через редуктор стрелку прибора. При перемещении стрелки (или ленты в ЛПМ) одновременно отрабатывается щетка потенциометра R, уравновешивающего мост. Переменные резисторы R1 и R5 служат для регулировки моста при пустом и полностью заправленном баке (регулировка «нуля» и «максимума»).

Величина диэлектрической проницаемости е1 меняется в зависимости от изменения температуры и сорта топлива, так как при этом изменяется его плотность. Для устранения методических погрешностей, вызванных изменением диэлек-

Рис. 3.3. Принципиальная электрическая схема емкостного измерительного моста

трической проницаемости топлива от изменения температуры и сорта топлива, применяют корректор сорта топлива и компенсационную схему.

Корректировка по сорту топлива осуществляется ступенчатым изменением величины сопротивления R4, включенного в основной измерительный мост параллельно с сопротивлением R5 регулировки «максимума».

Компенсационная схема представляет собой активный мост 2 переменного тока, состоящий из постоянных резисторов Rl', R2', R3' и термосопротивления Rt, включенного в четвертое плечо (рис. 3.3).

Термосопротивление встраивается в нижнюю часть датчика топливомера.

Изменение компенсационного напряжения, пропорциональное вырабатываемому объему топлива, осуществляется посредством изменения напряжения, питающего мост.

Компенсационный мост балансируется при нормальной температуре топлива t = 20°С. Изменения температуры выводят мост из равновесия, и компенсационное напряжение через усилитель У2 поступает на вход усилителя УЗ через сумматор, где оно складывается в противофазе с основным напряжением измерительного моста.

При измерении суммарного запаса топлива в баках самолета принципиальная электрическая схема измерительного моста не меняется. Изменяется только емкость Сх, которая в данном случае равна сумме емкостей всех параллельно включенных датчиков, и соответственно ей вводится в схему другое значение постоянной емкости Со. Кроме того, изменяются регулировочные элементы R1 и R5.

Так как электрическая емкость сухих датчиков для различных групп различна, для получения нулевого положения по шкале показывающего прибора необходимо, чтобы все группы датчиков имели одинаковую емкость при незалитой топливной системе. Уравнивание начальной емкости датчиков Со по группам производится с помощью подгоночных конденсаторов постоянной емкости, помещаемых во фланцы датчиков.

Принцип действия автоматической части емкостного топливомера основан на использовании в качестве сигнализаторов уровня топлива катушек индуктивности или датчиков с магнитоуправляемыми контактами.

В первом случае в основу работы сигнализатора положено свойство катушки индуктивности изменять индуктивность при введении в нее железного сердечника. Устройство такого датчика-сигнализатора показано на рис. 3.4, а. В топливном баке помещается датчик-сигнализатор, состоящий из двух катушек индуктивности 3 (L1) и 4 (L2), установленных на определенном уровне, и поплавка с сердечником 1 из ферромагнитного материала, который плавает на поверхности топлива и перемещается по направляющей трубке 2 вниз и вверх при изменении уровня топлива. При определенном уровне топлива поплавок установится так, что его ферромагнитный сердечник войдет в катушку 3 (L1) датчика-сигнализатора. Катушка переменной индуктивности L1 является одним из плеч индуктивного моста (рис. 3.4, б).

Индуктивный мост состоит из двух полуобмоток трансформатора Tр и двух катушек индуктивности L1 и L2. Индуктивность катушки L1 с выведенным сердечником равна индук-

Рис. 3.4. Принцип работы датчика сигнализатора:

1- поплавок, 2 –трубка, 3,4 – катушки индуктивности моста, (а); принципиальная электрическая схема индуктивного измерительного моста, (б)

тивности катушки L2. При достижении определенного уровня топлива в магнитное поле катушки сигнализатора вводится железный сердечник. Введение железного сердечника в магнитное поле катушки вызывает изменение полного сопротивления катушки сигнализатора L1; при этом нарушается равновесие моста и на вершинах его измерительной диагонали появляется разность потенциалов, которая через выпрямительный мост подается на обмотку высокочувствительного реле К. Реле срабатывает и своими контактами включает или выключает соответствующую исполнительную цепь (контактор насосов, сигнальную лампу и т. д.).

Погрешности емкостных топливомеров. Электроемкостным топливоизмерительным системам свойственны методические погрешности. Рассмотрим главные причины, вызывающие их появление:

а) Под действием ускорений и эволюции самолета топливо в баках перераспределяется, что приводит к изменению емкости Сx датчика. Для уменьшения погрешности измерение производится только в горизонтальном полете, и в баках в разных местах устанавливают несколько датчиков, емкости которых включают параллельно. Кроме того, для демпфирования колебаний уровня топлива конструкцией датчика предусмотрена достаточно малая скорость вытекания (поступления) топлива из датчика.

б) В топливомерах СЭТС и СПУТ изменение емкостей датчика, проводимостей датчика и кабелей, соединяющих датчик с измерительной схемой, приводят к изменению показаний топливоизмерительных систем (ТИС).

в) Погрешность из-за неточного совпадения профиля датчика с характеристикой бака.

Для анализа методических погрешностей емкостных топливомеров рассмотрим зависимости емкости датчика С от объема V (при градуировке в объемных единицах) и от веса G (при градуировке в весовых единицах) топлива. Кроме того, емкость зависит от углов крена  и тангажа , от ускорения j и диэлектрической постоянной топлива 1, т. е.

С=F1(V, , , j, 1)

C =F2 (G, V, , , j, 1, ),

где  − плотность топлива.

Показания емкостных топливомеров правильны лишь в режиме горизонтального равномерного полета. Изменения углов ,  и ускорения j приводят к методическим погрешностям. Для уменьшения этих погрешностей датчик следует устанавливать в центре бака или размещать несколько датчиков по краям бака.

Изменения сорта топлива приводят к изменениям диэлектрической постоянной 1 что может вызвать методическую погрешность, доходящую до 5%. Эту погрешность можно учесть, имея характеристики топлива.

При градуировке топливомеров в единицах объема возникает методическая погрешность, обусловленная изменением диэлектрической постоянной 1 с изменением температуры топлива:

1=10(1+),

где  − температурный коэффициент диэлектрической постоянной. Пользуясь тем, что

получим

                                               (3.6)

Отсюда следует, что температурная погрешность пропорциональна .

В последнее время вводится градуировка топливомеров в весовых единицах. Дело в том, что теплотворная способность определяется весом топлива. Определим методическую температурную погрешность при весовой градуировке. Эта погрешность обусловлена температурной зависимостью величин 1 и , т. е. 1=10(1+) и =0(1+1). Тогда

                   (3.7)

где 1 − температурный коэффициент плотности топлива.

Если пренебречь расширением бака при изменении температуры, то изменение плотности обусловливается изменением объема, т. е. x=x0(1 + *). Следовательно, =0 (1—). При этом выражение (7) примет вид

                              (3.8)

Поскольку >0 и >0, то методическая температурная погрешность при весовой градуировке меньше, чем при объемной градуировке.

Наряду с перечисленными возникают погрешности ТИС из-за температурных изменений размеров датчиков и баков, нелинейности и ступенчатости характеристики уравновешивающих потенциометров, изменения в процессе эксплуатации зазоров между электродами датчиков.

Инструментальные погрешности емкостного топливомера вызываются главным образом влиянием температуры на параметры элементов мостовой схемы (конденсаторов, сопротивлений). Уменьшение этих погрешностей достигается применением элементов с малыми температурными коэффициентами или введением температурной компенсации.

Инструментальные погрешности емкостных топливомеров вследствие применения нулевых методов измерения малы, и ими можно пренебречь.

3.3. Описание лабораторной установки

Питание установки осуществляется переменным током 115 V, f 400 Гц и постоянным током 27 V.

Лабораторная установка состоит из:

  1.  Указателя топливомера;
  2.  Переключателя баков;
  3.  Переключателя плоскости;
  4.  Двух имитаторов емкости I группы и II группы;
  5.  Имитатора температуры;
  6.  Имитатора плотности (сорт топлива ТС-1, ТС-2,…) топлива.

Установка имитирует самолетный емкостной топливомер

Рис. 3.5. Принципиальная схема блока измерения.

Измерительная схема работает следующим образом. При пустом баке измерительный мост сбалансирован. На его выходе отсутствует потенциал и стрелка указателя топлива находится на нуле. При заполнении бака топливом происходит разбалансировка моста, на его выходе появляется потенциал, который усиливается в усилителе, и двигатель отработки начинает отрабатывать, перемещая стрелку указателя топлива и флажок потенциометра R до балансировки моста. Когда мост сбалансируется, на его выходе потенциал упадет до нуля и двигатель отработки остановится.

Стрелка указателя топливомера будет показывать количество топлива.

Рис. 3.6.

На современных самолетах расход топлива осуществляется в следующей последовательности: расходный бак всегда полный, и из него идет расход топлива двигателями. По мере расхода топлива из расходного бака он заполняется топливом подкачивающими насосами из первой группы баков. Когда топливо в первой группе баков закончится, подкачивающие насосы отключатся и включатся насосы второй группы баков. Когда закончится топливо во второй группе, расход идет из расходного бака. Обычно указатель топлива расходного бака отсутствует, а используются лампы-сигнализаторы остатка топлива “1000 л”, “500 л” и т.д.

На указателе имеются две стрелки “Л” и “П”, которые показывают количество топлива в левой и правой плоскости. Переключатель баков осуществляет подключение датчиков топливомера баков “1” или “2” к измерительной части схемы. Переключатель “Л-П” − подключает к схеме измерения левую или правую плоскость. На стенде также имеется два галетных переключателя I группы и II группы, с помощью которых можно менять емкость топлива в баках. Также имеется 2 имитатора: температуры и плотности.

3.4. Задание

  1.  Изучить принцип действия емкостного датчика.
  2.  Определить влияние плотности топлива на изменение емкости.
  3.  Определить влияние температуры на изменение емкости.

3.5. Порядок выполнения лабораторной работы

  1.  Включить питание 27 V; 115 V, 400 Гц. Через 0,5 мин. стенд готов к работе.
  2.  Переключатель баков установить в положение I, переключатель плоскости в положение “лев”.
  3.  Переключатель Т1-Т3 установить в положение Т1.
  4.  Переключатель ρ1ρ3 установить в положение ρ1.
  5.  Галетный переключатель I гр. установить в левое положение.
  6.  Переключая галетный переключатель I гр. вправо, занести данные в таблицу 1.

Таблица 1

ρ=const

Бак 1

Левая плоскость

Бак 2

Левая плоскость

                            уровень

температура, to

h1

h2

h3

h4

h1

h2

h3

h4

T1

T2

T3

  1.  Переключатель Т1-Т3 установить в положение Т2, выполнить п.п. 4 – 6.
  2.  Переключатель Т1-Т3 установить в положение Т3, выполнить п.п. 4 – 6.
  3.  Переключатель баков установить в положение 2, переключая галетный переключатель II группы снять показания для бака 2.
  4.  Переключатель плоскости установить в положение “прав.”. Выполнить п.п. 3 – 9. Данные занести в таблицу 2.

Таблица 2

ρ=const

Бак 1

Правая плоскость

Бак 2

Правая плоскость

                            уровень

температура, to

h1

h2

h3

h4

h1

h2

h3

h4

T1

T2

T3

  1.  По данным таблицы определить влияние to на емкость баков.
  2.  Установить переключатель баков в положение I, переключатель плоскости в положение “лев”.
  3.  Переключатель Т1-Т3 установить в положение Т1.
  4.  Переключатель ρ1ρ3 установить в положение ρ1.
  5.  Галетный переключатель I гр. установить в левое положение.
  6.  Переключая галетный переключатель I гр. вправо, занести данные в таблицу 3.

Таблица 3

Бак 1

Левая плоскость

Бак 2

Левая плоскость

                            уровень

плотность, ρ

h1

h2

h3

h4

h1

h2

h3

h4

ρ1

ρ2

ρ3

  1.  Переключатель ρ1ρ3 установить в положение ρ2, выполнить п.п. 4 – 5.

Таблица 4

Бак 1

Правая плоскость

Бак 2

Правая плоскость

                            уровень

плотность, ρ

h1

h2

h3

h4

h1

h2

h3

h4

ρ1

ρ2

ρ3

  1.  Переключатель ρ1ρ3 установить в положение ρ3, выполнить п.п. 4 – 5.
  2.  Переключатель баков установить в положение 2, переключая галетный переключатель II группы снять показания для бака 2.
  3.  Переключатель плоскости установить в положение “прав.”. Выполнить п.п. 13 – 19. Данные занести в таблицу 4.
  4.  По данным таблицы определить влияние плотности топлива на емкость бака.

3.6. Содержание отчета

Отчет должен содержать:

а) цель работы,

б) схему установки,

в) результаты измерений,

г) графики, построенные по результатам измерений,

д) выводы.

3.7. Контрольные вопросы

  1.  Как определяется электрическая емкость датчика?
  2.  Как определяется емкость датчика: полностью погруженного в топливо; находящегося на воздухе?
  3.  Как определить массу топлива?
  4.  Как осуществляется порядок расхода топлива на самолете?

Список литературы

  1.  Боднер В.А. Приборы первичной информации. – М.: Машиностроение, 1981.
  2.  Авиационные приборы и измерительные системы./Под ред. Воробьева Е.М. – М.: Транспорт, 1981.


Лабораторная работа №4.

Исследования приборов для измерения высоты, скорости и числа М.

4.1. Цель работы

Основные приборы на самолете, без которых не может решаться ни одна пилотажная и навигационная задача, – это приборы для измерения высоты, скорости и числа М. Наиболее отработанный метод измерения этих величин – аэродинамический, основанный на измерении динамических параметров воздушного потока. Цель настоящей работы - изучение принципа действия и конструкции аэродинамических указателей высоты, скорости и числа М.

4.2. Краткая теоретическая часть

4.2.1. Барометрический метод измерения высоты

Высотой полета называется измеренное по вертикали расстояние между ЛА и некоторой поверхностью, принятой за начало отсчета. При полетах различают абсолютную, истинную, относительную и барометрическую высоты.

Абсолютная высота - это высота над уровнем моря, она не зависит от рельефа местности.

Истинная высота - это высота ЛА над пролетаемой местностью.

Относительная высота - это высота относительно места взлета или посадки.

Барометрическая высота - это высота относительно места с заданным атмосферным давлением.

Знание высоты ЛА необходимо прежде всего для пилотирования, чтобы избежать столкновения с различными объектами. При полетах на больших высотах необходимо регулировать силовые установки.

На ЛА используются высотомеры как визуальные, так и в виде датчиков, дающих электрические сигналы, пропорциональные высоте. Существуют следующие методы измерения высоты полета: радиотехнический, акустический, оптический, инерционный, барометрический.

Барометрический метод измерения высоты полета базируется на зависимости абсолютного давления в атмосфере р от высоты Н. При выводе градуировочных формул высотомера понадобятся также зависимости плотности  и абсолютной температуры Т от высоты. На рисунке 4.1 представлены зависимости р=f1(H), =f2(H) и Т=f3(H). Эти зависимости являются статическими, т.к. давление, плотность и температура на одной и той же высоте не остаются постоянными, а испытывают значительные случайные вариации (показанные пунктиром) зависящие от времени суток и года, облачности.

Рис. 4.1. Градуировочные кривые высотомера

Для вывода зависимости между параметрами атмосферы и высотой Н рассмотрим цилиндрический столбик воздуха площадью S на высоте Н (рис. 2):

Рис.2.

Из условия равновесия сил, действующих на столбик, находим:

     (4.1)

или

       (4.2)

Если воспользоваться уравнением состояния

,  (4.3)

где R – газовая постоянная, то получим вместо (2)

 . (4.4)

Для решения этого уравнения необходимо знать зависимость температуры Т от высоты полета. Установлено, что среди температуры в атмосфере до высот 11 км является линейной функцией высоты вида

 ,  (4.5)

где Т0=288 К – средняя абсолютная температура на уровне моря и =6,5 град км-1 – температурный градиент.

Решая уравнение (4) при учете (5), получим

 ,  (4.6)

где р0=1013,3 гПа – среднее давление на уровне моря.

Формула (4.6) называется стандартной барометрической. Если решить ее относительно Н, то получим гипсометрическую формулу

 .   (4.7)

В таблице представлена сводка формул для распределения температур в соответствии со стандартной атмосферой и давлений. Выражения для давлений получены в результате решения уравнения (4) при соответствующем распределении температуры по высоте.

Н, км

,гПа

рН

ТН

i

0-11

1010,8

288

0,0665

11-25

(8)

226,1

216,6

0

Соответственно гипсометрическая формула выглядит следующим образом:

      (4.9)

Нередко вместо барометрической формулы пользуются приближенной формулой Лапласа, в которой температура T=f(H) заменяется средней температурой столба воздуха на высоте полета (до 11км), т.е.

      (4.10)

Подставляя значение Т в уравнение (4), получим после интегрирования барометрическую формулу Лапласа

      (4.11)

и соответственно получим гипсометрическую формулу

 .     (4.12)

Кинематическая схема барометрического высотомера имеет следующий вид:

Рис. 4.3. Кинематическая схема барометрического высотомера

В качестве чувствительного элемента – анероидная коробка. В герметичный корпус прибора подводится статическое давление, под действием которого деформируется анероидная коробка.

Деформация анероидной коробки с помощью кривошипно-шатунного механизма преобразуется в угол поворота кривошипа φ.

Отсчет показаний прибора производится по шкале.

Статическое давление в атмосфере воспринимается приемником статического давления, вынесенным перед самолетом. Приемник статического давления для дозвуковых полетов имеет форму цилиндра с полусферической головкой. На поверхности цилиндра на некотором расстоянии от его переднего края находится отверстия, соединяющее внутреннюю полость ПВД с атмосферой. Расстояние l выбирается на основании использования приемника на аэродинамической трубе.

Рис. 4.4. Приемник воздушных давлений ПВД-7:
4 — трубка полного давления рп; 2 — дренажные отверстия; 3—. электрообогревательный элемент; 1 — цилиндрический корпус; 5—отверстия, служащие для приема статического давления рст; 6— камера статического давления рст; 7 — штуцер полного давления рп; 8 — штуцер статического давления рст

Для дозвуковых скоростей полета , где d – диаметр приемника. Для сверхзвуковых скоростей применяются приемники с конической поверхностью, при этом .

Рис. 4.5. Функциональная схема барометрического высотомера

Кинематическая схема двухстрелочного высотомера показана на рисунке 4.6.

Рис. 4.6. Кинематическая схема двухстрелочного высотомера:

1— барометрическая шкала; 2 — плоская пружина; 3, 12 — биметаллические компенсаторы; 4 — тяга; 5 — противовес; 6 — блок анероидных коробок; 7 — волосок; 8 — большое зубчатое колесо; 9 — кремальера; 10 — полая ось; 11 — трубка; 13 — малое зубчатое колесо; 14 — сектор; 15 — валик; 16 — основание

Механизм прибора смонтирован в герметичном корпусе диаметром 80 мм. Анероидные коробки, являющиеся чувствительным элементом высотомера, реагируют на статическое давление на высоте полета, подаваемое в корпус прибора. При изменении высоты полета, коробка деформируется, деформация коробок через укрепленный в верхнем жестком центре биметаллический компенсатор первого рода, тягу, биметаллический компенсатор второго рода передается на валик. При повороте валика поворачивается зубчатый сектор, который вращает трубку и большое зубчатое колесо, тепленное с малым зубчатым колесом. На оси колеса укреплена большая стрелка прибора.

Параметры анероидной коробки и передаточного механизма выбираются так, что при подъеме на высоту 1000 м большая стрелка делает один, оборот. При этом внешняя шкала прибора проградуирована в сотнях и десятках метров. Для отсчета единиц и десятков километров в высотомере имеется внутренняя шкала, возле которой движется малая стрелка. Если прибор измеряет высоту до 30 км, то при повороте малой стрелки на один оборот большая делает 30 оборотов. Для получения замедленного движения малой стрелки применен зубчатый перебор, выходное колесо вращает полую ось с укрепленной на ней малой стрелкой. Передаточное число перебора равно 1:30.

Как следует из формулы (6), показания высотомера, справедливы только при постоянном давлении p0. Поскольку, однако, давление в точке взлета отличается от p0, то возникают методические погрешности. Для устранения этих погрешностей весь механизм вместе с анероидными коробками и зубчатыми колесами, за исключением оси сателлитов перебора, укреплен на основании, которое посредством кремальеры может поворачиваться вокруг оси, совпадающей с осью стрелок. При повороте основания на некоторый угол большая стрелка поворачивается на такой же угол, а малая стрелка на угол, в 30 раз меньший. Последнее обеспечивается тем, что ось сателлитов укреплена в подшипниках, неподвижных относительно корпуса прибора.

Одновременно с поворотом основания поворачивается шкала барометрического давления, оцифровка которой видна черев вырез в боковой части шкалы прибора. При нулевом положении стрелок Прибора цифра на шкале показывает барометрическое давление. Если шкала барометрического давления поставлена на деление 1010,2 гПа (760 мм. рт. ст), то стрелки высотомера показывают абсолютную высоту аэродрома по отношению к уровню моря.

Для статического уравновешивания массы анероидных коробок применен противовес, шарнирно соединенный с валиком, Плоская пружина служит для выбора люфтов. Шкала прибора имеет цену деления 10 м.

Погрешность прибора на средних и больших высотах при нормальной температуре не превышает ±2%. На малых высотах погрешности составляют: на нулевой высоте = ±10 м, на высоте 500 м = ± 20 м.

Барометрические высотомеры имеют методические и инструментальные погрешности.

Методические погрешности обусловлены следующими факторами:

  1.  Изменение рельефа местности,

 ,     (4.13)

где НМ - высота пролетаемого места над уровнем моря;

Н0 - высота относительно уровня моря участки поверхности

ΔН1 - погрешность между истинной и относительной высотой;

Эти погрешности могут быть учтены путем нанесения поправок на географические карты.

  1.  Изменение начального давления у земли после вздета

Если в момент вылета давление было p0, , а после оно стало р, то прибор будет показывать

      (4.14)

хотя правильное показание должно быть

      (4.15)

Отсюда погрешность измерения будет

   (4.16)

Если , то

     (4.17)

Устранение этой погрешности осуществляется путем введения поправки на изменение Δр0.

  1.  Изменение средней температуры столба воздуха.

Если фактическая температура столба воздуха отлична от , то

  и   (4.18)

Отсюда

       (4.19)

где .

Эта погрешность носит мультипликативный характер, т.к. пропорциональна Н. Для компенсации этой погрешности необходимо измерить фактическую температуру воздуха на высоте полета, а сведения о температуре у земли Т0 получать по радио;

  1.  Случайные вариации давления на высоте по отношению к давлению, задаваемому стандартной атмосферой (СА).

Инструментальные погрешности высотомеров складывается из погрешностей, вызванных гистерезисом, неуравновешенностью подвижных частей, трением, и температурных погрешностей. Первые два вида погрешностей сводятся до допустимых пределов конструктивными мерами.

Температурные инструментальные погрешности высотомеров возникают главным образом вследствие изменения модуля упругости анероидных коробок. Поскольку связь между давлением р и модулем упругости Е- линейна,

     (4.20)

где h – толщина мембраны;

R - радиус мембраны;

S – перемещение мембраны;

A, B - постоянные коэффициенты,

а зависимость модуля Е от температуры Θ имеет вид

      (4.21)

где р - температурный коэффициент модуля упругости, то

     (4.22)

     (4.23)

Если выразить величину Δр в единицах показания прибора, следует положить

     (4.24)

где ξН вертикальный градиент давления, для которого имеем

   (4.25)

тогда

.     (4.26)

Окончательно получаем

.     (4.27)

Отсюда следует, что температурная погрешность высотомеров имеет две составляющие: независимую и зависимую от высоты. Первая погрешность компенсируется биметаллическим компенсатором 1 рода, а вторая – биметаллическим компенсатором 2 рода.

При пилотировании ЛА необходимо измерять скорость ЛА относительно поверхности Земли и воздушной среды. При этом необходимо знать горизонтальную и вертикальную составляющие скорости движения. Различают следующее скорости ЛА:

1) истинная воздушная скорость полета – это скорость движения ЛА относительно воздушной среды.

2) индикаторная (приборная) скорость – скорость полета в предположении, что скоростной напор постоянный на всех высотах.

3) путевая скорость – это скорость движения ЛА относительно земли. Путевая скорость W равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости Vr и скорости ветра Ur , т.е.

     (4.28)

4) вертикальная скорость – это вертикальная составляющая скорости движения ЛА относительно земной поверхности.

     (4.29)

Безразмерной характеристикой скорости полета является число М полета, равное отношению истинной воздушной скорости Vr к скорости звука a, т.е.

     (4.30)

Приборы, предназначенные для измерения указанных выше скоростей, называются соответственно указателями истинной воздушной скорости, индикаторной скорости, числа М, а приборы, измеряющие вертикальную скорость, называются вариометрами.

Для намерения параметров движения ЛА относительно воздушной среды применяются следующие методы: термодинамический, тепловой, турбинный, ультразвуковой, манометрический. Путевая скорость может быть измерена доплеровским, корреляционным, инерционным, радиационным методами и методами визирования земной поверхности.

4.2.2. Аэрометрический метод измерения скорости и числа М

Принцип действия указателя скорости основан на измерении динамического (скоростного) напора полностью заторможенного потока воздуха.

Функциональная зависимость p=f(V), (рис. 4.7) между скоростями и давлением определяется с помощью уравнения Бернулли. Это уравнение рассматривается применительно к элементарной струйке, которая выделяется в набегающем потоке воздуха и тормозится в критической точке приемника давления (рис. 4.8).

Рис. 4.7

Рис. 4.8

Из уравнения Бернулли имеем

   (4.31)

где p1, γ1, V1 и p2, γ2, V2 – соответственно давление, весовая плотность и скорость набегающего и заторможенного потоков.

При полном торможении

,     (4.32)

где V1=Vистинная скорость полета.

При малых скоростях полета (V<400 км/ч) воздух можно считать несжимаемым. Полагая γ1= γ2= γ, получим

   (4.33)

Величина Δр называется динамическим или скоростным напором, a р2п давление – полным давлением. Оно равно сумме статического давления р1ст и скоростного напора Δp

При больших скоростях полета (V>400 км/ч) с учетом адиабатического сжатия и внутренней энергии вместо уравнения (4.32) получим

   (4.34)

где К=1,4 - показатель адиабаты воздуха.

Если воспользоваться уравнением адиабаты

    (4.35)

и исключить из уравнений (34) и (35) величину о, то после преобразования получим

   (4.36)

где

Отсюда находим разность давлений

   (4.37)

или, воспользовавшись уравнением состояния,

;

,    (4.38)

где р1 и Т1статическое давление и температура на высоте полета.

Решая уравнение (4.38) относительно V , найдем

   (4.39)

Это выражение является градуировочной формулой указателей истинной воздушной скорости на дозвуковых скоростях. Видно, что для измерения скорости V необходимо измерять скоростной напор Δр, статическое давление р1 и температуру Т1 на высоте полета.

Если учесть, что скорость звука а в воздухе равна

    (4.40)

то выражению (4.39) можно придать вид

   (4.41)

где M=V/aчисло М полета.

По формуле (4.41) градуируются указатели числа М полета, причем в этом случае необходимо измерять только Δр и р1.

На сверхзвуковых скоростях полета часть энергии скоростного напора тратится на образование ударных волн, поэтому разность давлений Δр с учетом потерь, на прямой скачок уплотнения перед носком трубки ПВД будет

   (4.42)

где

Если в (4.41) положить К=1,4 ,то

    (4.43)

Рассмотрим кинематическую схему манометрического указателя скорости.

Рис. 9

1 - приемник статического давления; 2 - приемник полного давления; 3 – трубопроводы; 4 - корпус; 5 - манометрическая коробка.

Из выражения (4.32) следует, что для измерения скорости полета необходимо измерить разность давлений Δр и извлечь корень из этой величины. Для измерения Δр в герметичный корпус прибора подается давление р1- рст измеряемое приемником полного давления. Измеренное давление поступает в прибор по трубопроводам. Манометрическая коробка деформируется в соответствии с разностью давлений Δр= рп- рст, а извлечение корня из этой величины для получения скорости осуществляется в передаточном механизме. Стрелка показывает измеряемую скорость.

Для измерения статического рст и полного рп давлений в набегающем потоке применяют приемники воздушного давления (ПВД). Такой приемник представляет собой совокупность двух концентрических трубок (рис.4). Внутренняя трубка открыта с торца навстречу потоку и служит для восприятия давления воздуха при полном торможении, т.е. с помощью этой трубки получают давление рп. Внешняя трубка с торца закрыта, но имеет ряд отверстий на боковой поверхности. Эти отверстия должны располагаться в зоне неискаженного статического давления.

Указатели приборной скорости градуируются по формулам (4.33) (4.38),(4.42) в предположении, что статическое давление Д и температура на высоте полета заменяется этими величинами на уровне моря (р0, Т0). Следовательно, показание прибора будет совпадать с истинной воздушной скоростью только на уровне моря. С подъемом на высоту прибор будет давать заниженные показания в связи с уменьшением р1 и температуры Т1. Вез такого прибора невозможно пилотировать самолет. Дело в том, что если в формулах (4.33), (4.38) и (4.42) величины р1 и Т1, положить постоянными, то разность давлений Δр становится функцией только скоростного напора

Эта зависимость примерно совпадает с зависимостью подъемной силы самолета от скоростного напора.

Таким образом, указатель приборной скорости по существу дает информацию о подъемной силе самолета на любой высоте полета, эту последнюю особенно важно знать тогда, когда она приближается к нижнему пределу, после чего самолет не может держаться в воздухе.

Помимо указателя приборной скорости, необходим прибор для измерения истинной воздушной скорости полета. Для получения этой скорости следует измерить, помимо скоростного напора, также статическое давление и температуру на высоте полета. Для измерения статического давления р1 применяется анероидный блок, а для намерения температуры T1 можно применить специальный термометр наружного воздуха. В связи с тем, что измерить температуру T1 на высоте полета не удается с достаточной точностью, вместо измерения ее вводят в показания указателя истинной воздушной скорости компенсационный сигнал, взяв температуру T1 по стандартной атмосфере, т.е. применяют косвенный способ учета температуры воздуха.

   (4.44)

     (4.45)

Подставляем формулу (44) в (45) и, сделав некоторые преобразования, получим

    (4.45)

    (4.46)

Такая связь учитывается при градуировке указателя истинной воздушной скорости.

В настоящее время применяются комбинированные указатели скорости (КУС), включающие измеритель приборной скорости и измеритель истинной воздушной скорости.


Рис.4.10. Кинематическая схема комбинированного указателя скорости:

1— шкала циферблата; 2 — стрелка приборной скорости; 3, 27 — зубчатые секторы; 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 22, 23, 24 — поводки; 11, 15, 20 — тяги; 12; 25 — оси; 13; 14 — вилки-. 16 — анероидная коробка; 17 — верхний центр анероидной коробки; 18 — манометрическая коробка; 19— верхний центр манометрической коробки; 21 — кривошип; 26, 28 — трибки; 29 — стрелка истинной скорости

В герметичном корпусе прибора размещены манометрический блок 1 и анероидный блок 30.

Рассмотрим работу указателя приборной скорости. При подаче полного давления в манометрический блок он демпфируется под действием разности полного и статического давлений (скоростного напора). Деформация блока посредством жесткого центра, тяги, поводка и зажима поворачивает ось. Далее движение передается через поводки и на ось. Сектор на оси через трибку передает вращение на стрелку 10 приборной скорости. Отсчет показаний производится по шкале 9.

Для получения истинной воздушной скорости прибор дополняется анероидным блоком 30 с соответствующим передаточным механизмом. При деформации анероидного блока движение передается через жесткий центр, тягу, поводок, зажим на ось. Далее через поводки движение передается на ось. При вращении оси через поводки и вращается ось сектора. Последний через трубку вращает стрелку истинной воздушной скорости.

Необходимый для получения истинной воздушной скорости сигнал скоростного напора передается с оси 20 через поеодки 19 и 18. Регулировка передаточного отношения от анероидного блока к оси 20 производится с учетом изменения температуры с высотой по МСА.

Указатель числа М по своему устройству аналогичен указателю воздушной скорости (рис. 4.10).

Работа прибора состоит в следующем.

Под действием разности давлений Δр манометрический блок деформируется и посредством жесткого центра, тяги , поводка и зажима поворачивает ось. Последняя через поводки поворачивает ось. Затем движение передается через поводки на ось с закрепленным на ней сектором. Сектор вращает трибку и стрелку.

Высотная компенсация прибора (т.е. измерение статического рст) осуществляется анероидным блоком, который при изменении деформируется. Его деформация через жесткий центр, тягу, вилку  и зажим передается на ось высотной компенсации. Движение этой оси через поводок передается на ось.

Указатель числа М имеет равномерную шкалу с делениями от М = 0,4 до М = 2,5 с ценой деления 0,02 А. Погрешность прибора при нормальных условиях не превышает 0,07 М.

В указателе числа М не применяются биметаллические компенсаторы. Частичная компенсация инструментальных температурных погрешностей происходит из-за того, что в механизме прибора производится деление ходов манометрического и анероидного блоков.

Многие характеристики самолета зависят от числа М полета, особенно начиная с М>0,6, когда явление сжимаемости нельзя не учитывать. На сверхзвуковых скоростях полета сильно возрастает сопротивление воздухозаборника двигателя. Это приводит к изменению характеристик управляемости самолета. Для того чтобы летчик справился с управлением самолета при изменившихся характеристиках, он должен знать те значения числа М, при которых такое изменение происходит. Для этой цели служит указатель числа М. Конструктивно указатель числа М отличается от указателя истинной воздушной скорости отсчетным устройством и отсутствием коррекции в передаточном механизме по температуре, которая берется по МСА.

Указатель приборной скорости не имеет методических погрешностей. Его инструментальные погрешности обусловлены:

1) неточным измерением полного и статического давления с помощью ПВД, что вызывается несовершенством конструкции, местом установки приемника, влиянием углов атаки и скольжения;

2) неточным преобразованием сигналов в измерительной цепи прибора.

Иногда указатель приборной скорости используется для измерения истинной воздушной скорости, однако при этом возникают методические погрешности. Для их оценки воспользуемся формулой (4.39), записав ее для уровня моря:

и для любой высоты

Из этих выражений получаем погрешность

Если воспользоваться приближенными формулами

и

тогда

Указатели истинной скорости имеют методические и инструментальные погрешности. Методическая погрешность возникает при косвенном учете температуры воздуха.

Указатели числа М не имеют методических погрешностей. Инструментальные погрешности указателей истинной скорости и числа М аналогичны инструментальным погрешностям датчиков давления. Инструментальные температурные погрешности указателей скорости, в отличие от высотомеров не компенсируются по двум причинам. Во-первых, частичная компенсация этих погрешностей осуществляется за счет того, что измеряемые мембранными коробками величины Δр и р1 делятся друг на друга. Во-вторых, указатели скорости являются более грубыми приборами, поэтому компенсация инструментальных погрешностей не намного повысит точность прибора.

  1.  Описание лабораторной установки

Лабораторная установка состоит из панели, на которой укреплены указатель скорости, указатель числа М, высотомер и образцовый манометр, краны I, II, III (рис. 4.11). Установка позволяет выдавать раздельно давление на статические и динамические входы приборов.

4.4. Задание

1 Изучить принципы работы высотомера.

2 Изучить принцип работы указателя скорости и числа М.

3 Снять характеристики изучаемых приборов.

4 Дать анализ погрешностей изучаемых приборов

4.5 Порядок выполнения работы

1. По препарированным образцам и рисункам изучите конструкцию барометрического высотомера. Обратите внимание на механизмы преобразования линейного перемещения коробки в угол поворота и ввода поправки; по давлению р1 на земле, а также на компенсаторы температурной погрешности.

Рис. 4.11. Схема лабораторной установки

1 – комбинированный указатель скорости; 2 – указатель числа М; 3 – высотомер; 4 – образцовый манометр.

2. Определите экспериментально функцию преобразования высотомера по высоте и давлению. Задавая разрежение с помощью КПУ, снимите зависимость . Для контроля разрежения используйте образцовый манометр, для измерения угла – стрелку и шкалу высотомера. По таблице Н-р (дана в приложении к работе) постройте зависимость  и по экспериментальным данным – зависимость . Объясните их характер.

Примечание. После каждого эксперимента вернуть систему в исходное состояние – открыть все краны, соединить систему с атмосферой.

3. Постройте структурную модель преобразования высоты в показания высотомера. Выделите основные источники погрешности и объясните порядок приведения их ко входу. Приведите погрешность от трения в механизме ко входу и проследите за ее изменениями по высоте.

4. По препарированным образцам и рисункам изучите конструкции комбинированного указателя скорости и указателя числа М.

5. Снимите зависимость , на нулевой высоте в диапазоне 400-1500 км/ч. Постройте эту зависимость и объясните ее характер.

Задайте давление, соответствующее скорости 800 км/ч  по КУС, закройте кран III и снимите показания по истинной воздушной VH и приборной Vпр скорости, числа М на высотах 0,1,2,3,4 км. Постройте зависимости ,,и объясните их характер.

  1.  Постройте структурную модель преобразования скорости б показания указателя. Выделите основные источники методических и инструментальных-погрешностей, объясните порядок их расчета и приведения их ко входу.

4.6. Содержание отчета

Отчет должен содержать данные по результатам эксперимента и графики зависимостей , , , и , , и краткое объяснение характера их изменения по высоте; структурные модели преобразования высоты и сигнала, краткие результаты анализа погрешностей высотомера, указателей скорости и числа М.

4.7. Контрольные вопросы

  1.  Что такое стандартная атмосфера?
  2.  Дайте определение абсолютной, относительной и истинной высот.
  3.  Чем обеспечивается линейность характеристик высотомера?
  4.  Назовите основные составляющие методической и инструментальной погрешности высотомера.
  5.  Что называется истинной воздушной скоростью? Путевой скоростью? Приборной скоростью?
  6.  Чем отличаются конструкции указателей приборной и истинной воздушной скорости? Указателя истиной воздушной скорости и числа М?
  7.  Какие методические погрешности характерны для аэродинамического указателя скорости?
  8.  Как учитывается изменение температуры наружного воздуха в указателе истинной воздушной скорости?
  9.  Назовите основные составляющие методической и инструментальной погрешностей указателя скорости?
  10.  Почему с подъемом на высоту при постоянном динамическом давлении растут показания указателя скорости и числа М?

Список литературы

1. В. А. Боднер. «Приборы первичной информации»: Машиностроение, 1981.

2. Авиационные приборы и измерительные системы п/р Воробьев В.Г.-М.: Транспорт, 1981.

3. Михайлов о.Н., Козлов И.М., Герчель Ф.С. Авиационные приборы-М.: машиностроение, 1987.


Приложение 1

Таблица стандартной атмосферы СА

Высота м

Барометрическое давление

Температура ТН ˚К

Весовая плотность γ кг/м3

Массовая плотность ρН кгсек24

Относительная плотность

ρН

мм рт. ст.

ρН

мм вод. ст.

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

4500

5000

5500

6000

6500

7000

7500

8000

8500

9000

9500

10000

10500

11000

11500

12000

12500

13000

13500

14000

14500

15000

15500

16000

16500

760,00

715,99

674,07

634,16

596,18

560,07

525,75

439,15

462,21

432,86

405,04

378,68

353,73

330,13

307,82

286,74

266,85

248,10

230,42

213,78

198,12

183,41

169,60

156,73

144,84

133,85

123,69

114,31

105,64

97,62

90,22

83,37

77,05

71,20

10332,3

97,34

9164,1

8621,4

8105,2

7614,2

7147,6

6714,4

6283,8

5884,8

5506,5

5148,2

5809,0

4488,1

4184,8

3898,3

3627,9

3372,9

3132,6

2906,3

2693,5

2493,5

2305,7

2130,7

1969,1

1819,7

1681,6

1554,1

1436,2

1327,2

1226,5

1133,5

1047,5

968,0

288,00

284,75

281,50

278,25

275,00

271,75

268,50

265,25

262,00

258,75

255,50

252,25

249,00

245,75

242,50

239,25

236,00

232,75

229,50

226,25

223,00

219,75

216,50

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

1,2255

1,1677

1,1120

1,0584

1,0068

0,9571

0,9093

0,8634

0,8193

0,7769

0,7362

0,6972

0,6597

0,6238

0,5895

0,5595

0,5251

0,4950

0,4663

0,4388

0,4126

0,3876

0,3638

0,3362

0,3107

0,2871

0,2653

0,2452

0,2266

0,2094

0,1935

0,1788

0,1653

0,1527

0,124966

0,119073

0,113395

0,107228

0,102664

0,097598

0,092727

0,088043

0,083543

0,079220

0,075071

0,071090

0,067273

0,063615

0,060110

0,056756

0,053546

0,050478

0,047545

0,044745

0,042073

0,039524

0,037086

0,034282

0,031681

0,029277

0,027056

0,025003

0,023106

0,021353

0,019733

0,018236

0,016863

0,015574

1,00000

0,95284

0,90741

0,96366

0,82154

0,78100

0,74202

0,70454

0,66853

0,63393

0,60073

0,56887

0,53833

0,50906

0,48101

0,45417

0,42848

0,40393

0,38046

0,35806

0,33668

0,31628

0,29677

0,27433

0,25352

0,23428

0,21651

0,20008

0,18490

0,17087

0,15791

0,14593

0,13486

0,12463

1,0000

1,0245

1,0498

1,0760

1,1032

1,1316

1,1609

1,1913

1,2230

1,2560

1,2902

1,3258

1,3629

1,4016

1,4419

1,4838

1,5277

1,5734

1,6212

1,6711

1,7234

1,7781

1,8357

1,9093

1,9861

2,0660

2,1491

2,2356

2,3256

2,4192

2,5164

2,6178

2,7231

2,8327

Высота м

Барометрическое давление

Температура ТН ˚К

Весовая плотность γ кг/м3

Массовая плотность ρН кгсек24

Относительная плотность

ρН

мм рт. ст.

ρН

мм вод. ст.

17000

17500

18000

18500

19000

19500

20000

65,80

60,81

56,19

51,93

47,99

44,35

40,99

894,6

826,7

764,0

706,0

652,5

602,9

557,2

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

216,5

0,1411

0,1304

0,1205

0,1114

0,1029

0,0951

0,0879

0,014392

0,013300

0,012291

0,011359

0,010497

0,009701

0,008965

0,11517

0,10643

0,09836

0,09090

0,08400

0,07763

0,07174

2,9467

3,0652

3,1886

3,3168

3,4503

3,5891

3,37336


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

42162. ИЗУЧЕНИЕ ВЫНУЖДЕННЫХ КОЛЕБАНИЙ В КОНТУРЕ 134 KB
  Явление резонанса в колебательном контуре. 6 Графики зависимости I0 = f  при различных значениях сопротивления R называемые резонансными кривыми колебательного контура представлены на рис. Эта амплитуда как видно из 5 будет максимальна при частоте отвечающей условию и называемой резонансной частотой РЕЗ. Выражая отсюда РЕЗ получаем .
42163. Эффект Холла в полупроводниках 97 KB
  Изучить эффект Холла в полупроводниках с электронном n тип типом проводимости In Sb а также сделать оценочный расчет некоторых параметров этого полупроводника. Эффект Холла наблюдается при одновременном воздействии на вещество металл или полупроводник электрического и магнитного полей. Эффект Холла несет информацию о таких важнейших характеристиках проводника как концентрация и знак носителей тока.
42164. НЕОБРАТИМЫЙ МАГНИТОУПРУГИЙ ЭФФЕКТ ФЕРРОМАГНЕТИКА ПРИ УДАРЕ. ИЗМЕРЕНИЕ СИЛЫ УДАРА 81 KB
  У магнитотвердых материалов таких как кобальтовые стали альнико бариевые ферриты SmCo5 NdFeB и другие из которых делаются постоянные магниты требующие огромные поля чтобы междоменные границы начали двигаться. Под действием магнитного поля весь каркас границ приходит в движение и в результате домены с намагниченностью ориентированной вдоль поля увеличиваются в размерах за счет антипараллельных или поперечных доменов. В больших полях МДГ исчезают и материал намагничивается до насыщения. Зависимость намагниченности I от поля для...
42165. НЕЛИНЕЙНЫЕ РЕГРЕССИОННЫЕ МОДЕЛИ 118.5 KB
  ls logy c x1 x2 x3 x4 x5 Логарифмическое уравнение . ls y c logx1 logx2 logx3 logx4 logx5 Гиперболическое уравнение . ls logy c logx1 logx2 logx3 logx4 logx5 Показательное уравнение βi 0 βi≠1. ls logy=c1logc2x1logc3x2logc4x3 Примечание: Переменные содержащие в наблюдениях значения 0 нельзя логарифмировать и брать обратную величину.
42166. ВЫБОР РЕГРЕССИОННОЙ МОДЕЛИ 242.5 KB
  Ранее предполагалось что мы имеем дело с правильной спецификацией модели то есть считалось что зависимая переменная y регрессоры X и оцениваемые параметры β связаны соотношением y = Xβ ε и выполняются условия ГауссаМаркова. Рассматривается два основных случая: В оцениваемой модели отсутствует часть независимых переменных имеющихся в истинной модели исключение существенных переменных: истинная модель: y = Xβ Zγ ε длинная регрессия; оцениваемая модель: y = Xβ ε короткая регрессия. В оцениваемой модели присутствуют...
42167. ДІЇ НАД МАТРИЦЯМИ 137 KB
  Знайти і видати на екран і в файл значення: сум модулів елементів кожного стовпчика матриці А, середнього арифметичного найменших елементів кожного рядка матриці А; обчислити матрицю В, яка визначається за формулами і видати на екран; в матриці А поміняти місцями найбільший за модулем елемент останнього рядка і найменший за модулем елемент першого стовпчика і видати на екран.
42168. Тригери. Опис тригерів на мові VHDL 225.5 KB
  Хід роботи Отримати у викладача завдання на лабораторну роботу відповідно до номера свого варіанту.3 – Примітиви тригерів які використовуються пакетом Qurtus II № варіанта dff jkffe Виписати з довідника параметри мікросхем які використовувались при створенні схеми таблиці дійсності та часові діаграми роботи тригерів. Допуском до виконання лабораторної роботи є розроблена електрична принципова схема та часові діаграми її роботи побудовані з врахуванням затримок. При побудові часових діаграм проглянути всі режими роботи схеми.
42169. Регістри. Принципи побудови та часові діаграми регістрів 133.5 KB
  Допуском на лабораторну роботу є виписані часові діаграми регістра вказаного в стовбці Тип регістра таблиці 6.1 а також схема та часові діаграми роботи трьох розрядного регістра тип якого вказаний в таблиці 6. Зібрати в пакеті Qurtus II схему перевірки стандартного регістра тип якого вказаний в стовбці Аналог таблиці 6. Побудувати часові діаграми для перевірки регістра і порівняти їх з діаграмами виписаними в п.
42170. ИССЛЕДОВАНИЕ СЛОЖНОЙ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЦЕПИ ПОСТОЯННОГО ТОКА 151.5 KB
  Измерить и проверить расчетом потенциалы точек контура сложной электрической цепи. Для расчета простых электрических цепей используют закон Ома для участка цепи не содержащего ЭДС. Например если между двумя точками а и b в электрической цепи включены только пассивные элементы – резисторы то закон Ома для этого участка цепи запишется: .