Авиационные приборы и информационно-измерительные системы

Размещено на http://www.allbest.ru/

Вопрос № 1. Указать диапазоны изменения температуры и давления окружающей среды и объяснить их влияние на работу авиационного оборудования

Ответ: Авиационные приборы и измерительные системы в процессе летной эксплуатации подвергаются внешним воздействиям; изменению температуры и давления окружающей среды, механическим ударам, линейным ускорениям, вибрации, пыли, влажности и т.п. Требования к самолетному оборудованию, условия его эксплуатации и испытаний устанавливаются Нормами летной годности гражданских самолетов (НЛГС-3).

Общие технические требования к оборудованию по внешним воздействиям определяются в зависимости от типа и назначения самолета, условий его эксплуатации, типа и места размещения силовых установок, авиационного оборудования на самолете.

Изменение температуры и давления окружающей среды в широком диапазоне объясняется особенностями земной атмосферы. С ростом высоты температура, плотность и давление воздуха меняются, причем их изменение в зависимости от времени года, суток, места и метеоусловий носит различный характер. Это затрудняет градуировку высотно-скоростных приборов, основанных на использовании свойств земной атмосферы. В связи с этим на основе статистической обработки многолетних метеорологических данных разработан средний закон изменения параметров воздуха от высоты, принятый за основу стандартной атмосферы (СА-73). Значения параметров воздуха на различных высотах по СА-73 близко совпадают со средними значениями этих параметров в летнее время. Для СА-73 исходными данными являются значения параметров воздуха на уровне моря и широте 45°: давление 760 мм рт. ст. (101 325 Па), температура +15° С (288,15 К), плотность 1,225 кг/м³, скорость звука 340,294 м/с. В [1] табл. 1. приведены некоторые параметры из СА-73 на высотах 1000 ... 20 000 м.

Авиационные приборы и измерительные системы должны сохранять свою работоспособность в условиях повышенной и пониженной температур, циклического и быстрого изменения температуры окружающей среды. Изменение температуры приводит к изменению геометрических размеров деталей и физических параметров материалов (электрическое и магнитное сопротивление, модуль упругости и т.п.). С ростом температуры увеличивается износ трущихся поверхностей, понижается механическая и электрическая прочность.

Авиационное оборудование в зависимости от размещения на самолете подразделяется на оборудование, расположенное: а) в отсеках с регулируемой температурой; б) в отсеках с нерегулируемой температурой и в зонах, контактирующих с внешним потоком воздуха; в) в двигательных отсеках.

Во всех случаях нижний предел рабочей температуры равен -60 °С. Нормируемый верхний предел температуры для случая а равен + 55 °С, для случая б -- определяется режимом полета (для до звуковых скоростей +55 °С); для случая в +315 °С. Скорость изменения температуры в случае а может достигать 2 °С/мин, в случае б -- 5 °С/мин; в случае в -- 10 °С/мин. Испытание на устойчивость оборудования к тепловым воздействиям проводится при нормальном атмосферном давлении.

Для снижения вредного влияния изменения температуры среды на результаты измерения для приборов выбирают материалы с малыми температурными коэффициентами, применяют схемы температурной компенсации, используют термообогрев приборов.

Значения нормируемых параметров пониженного давления р для авиационного оборудования устанавливают в зависимости от высотности самолетов, на которых оно устанавливается. Различают оборудование, предназначенное для высот до: 6000 м (р ? 47,2 кПа); 10 000 м (р?26,5 кПа); 15 000 м (р?12 кПа). Оборудование, устанавливаемое в гермокабинах и гермоотсеках, должно нормально функционировать при быстром (не более 15 с) изменении давления от 560 мм рт. ст. до значения, указанного в скобках, и в условиях пониженного давления в течение 10 мин.

Понижение давления воздуха ухудшает отвод тепла от электрических узлов, усиливает испарение смазки подшипников, уменьшает электрическое напряжение пробоя изоляции. Для устранения этих нежелательных явлений приборы герметизируют и заполняют их инертным газом.

Повышенная влажность воздуха отрицательно сказывается на работе приборов. Относительная влажность воздуха может меняться до 100 %.

С подъемом на высоту (т. е. при охлаждении воздуха, насыщенного водяными парами) происходят конденсация влаги и ее выпадение в виде росы, инея, снега. Осадки, попадая на приборы, отрицательно влияют на их работу. При этом ускоряется коррозия металлов, понижается сопротивление электрической изоляции, происходит заклинивание подвижных частей при замерзании конденсата. Для устранения этих нежелательных последствий в приборах применяют нержавеющие материалы, лакокрасочные и гальванические покрытия. Используют герметизацию приборов, с заполнением их инертным газом, влагопоглотители, электрообогрев (для предохранения от обледенения).

давление авиационный погрешность связь

Вопрос №2. Дать определения методической и инструментальной погрешностям. Привести примеры

Ответ: Источниками методических погрешностей в АПСК могут быть метод измерения или средство измерения. Методические погрешности обусловливаются ограниченной точностью описания физических закономерностей, определяющих процесс измерения, т. е. зависимости F [*] в (2.1), а также ограниченной возможностью реализации этой зависимости в измерительном средстве.

(2.1.)

Методическими погрешностями обладают в основном измерительные средства, которые работают на основе косвенных измерений, когда измеряемая величина Y (t) определяется измеряемым аргументом X (t) на основе известной зависимости. Так, для определения массового мгновенного расхода топлива используется частота вращения турбинки, для измерения вертикальной скорости -- разность давлений Др, для измерения индикаторной скорости -- статическое давление р и давление набегающего потока воздуха р_п и т. д.

В ЦИП методические погрешности определяются в основном несоответствием алгоритмов принятого метода измерений функции измерения, а также погрешностями преобразователей первичной информации и видом квантования аналогового сигнала. Методические погрешности ППИ определяются причинами, изложенными в гл. 2 [1], так как они являются звеньями аналогового типа. Основная методическая погрешность цифровой части ЦИП определяется квантованием аналогового сигнала.

Инструментальные погрешности возникают из-за несовершенства измерительного средства. Они вызваны производственно-техническими погрешностями, погрешностями, которые возникают от изменения внешних условий (температуры окружающей среды, влажности, давления и т.д.), и погрешностями от внешних возмущений (вибраций, перегрузок, ударов и пр.). Особо следует выделить инструментальные погрешности, определяющиеся недостатками эксплуатации АПСК, связанными с низким уровнем регулировок, нарушением регламентных работ, внесением погрешностей во время профилактических осмотров, ремонтов и т.д.

Производственно-технологические погрешности определяются неточностью выдерживания геометрических размеров деталей и элементов конструкции, неточностью параметров элементов электрических схем при их производстве, разбросом физических и механических свойств материалов, неточностью регулировки и настройки узлов и блоков и т. д.

Вопрос №3. Перечислить виды и уровни электрических сигналов для дискретного типа функциональной связи

Ответ:

Рис. 3.1. Виды измерительных сигналов: а -- аналоговые; б, в -- дискретно-аналоговые; г -- дискретные

Для передачи измерительных сигналов по линиям связи, которые выполняются проводами БПВЛ, БПВЛЭ, БТЭ (экранирование необходимо для уменьшения помех), виды и уровни сигналов и их основные характеристики приведены в ГОСТ 18977--79 «Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов. Типы функциональных связей. Виды и уровни электрических сигналов».

Для функциональной связи дискретного типа при передаче информации применяют последовательный и параллельный коды.

Передача информации в последовательном коде производится с помощью двоичного или двоично-десятичного кодов. Она может быть адресной и безадресной. Код адреса может составлять 4 или 8 двоичных разрядов, код информации -- 8, 16, или 24 двоичных разряда. Причем передача информации начинается с младшего разряда, где первым передается адрес. Для сигналов последовательного кода установлены следующие параметры:

для амплитуды импульсов напряжения относительно корпуса должны быть при отсутствии сигнала 0 ... 0,5 В, при наличии сигнала +5 ... --5 В:

длительность импульсов определяется диапазоном 10⁶/2,5f ? ф ? 10⁶/2f;

скорость передачи информации 12, 48, 100, 250 кбит/с, а для отдельных сигналов 500, 1000 кбит/с.

Для сигналов параллельного кода установлены следующие параметры:

для амплитуды импульсов напряжение относительно корпуса должно быть при отсутствии сигнала (0,22±0,22) В, при наличии сигнала (3,7±1,3) В при токе 1 ... 10 мА, длительность импульсов определяется диапазоном 10⁶/2,5f ? ф ? 10⁶/2f.

Вопрос №4. Привести принципиальную схему сигнализатора давления

Ответ:

Рис. 4.1. Принципиальная схема сигнализатора давления: 1 - УЧЭ; 2 - корпус; 3 - толкатель; 4 - неподвижный контакт; 5 - подвижный контакт; 6 - регулировочный винт.

Сигнализаторы давления используются для выдачи сигнала о номинальных или критических режимах в воздушных или гидравлических системах. В качестве чувствительных элементов в сигнализаторах давления используются УЧЭ, управляющие работой контактов, коммутирующих электрическую цепь.

Сигнализатор давления срабатывает при понижении дифференциального давления (рис. 4.1.). Регулировка давления срабатывания сигнализатора осуществляется с помощью регулировочного винта 6 в корпусе прибора.

Сигнализаторы давления характеризуются диапазоном настройки, разрывной мощностью контактов, виброустойчивостью, видом статической характеристики.

Погрешности электромеханических манометров складываются из погрешностей механических манометров, рассмотренных выше, и погрешностей, вызываемых электрической схемой прибора. К методическим погрешностям электромеханических манометров относят погрешность от изменения направления вектора результирующего магнитного потока в логометре при изменении напряжения питания бортовой сети из-за влияния неподвижного постоянного магнита. С целью уменьшения этой погрешности неподвижный постоянный магнит обычно имеет малое значение потока, достаточное лишь для возвращения стрелки в нулевое положение.

В манометрах типа ЭМ появляется дополнительная методическая погрешность потенциометрической дистанционной передачи, изменяющаяся с периодом 90°. Эта погрешность учитывается градуировкой шкалы манометра.

К инструментальным погрешностям механических элементов преобразователя давления добавляются погрешности от силы трения в потенциометрическом преобразователе, сил трения, небаланса и люфтов в опорах указателя. Использование электрических элементов обусловливает инструментальные погрешности от электромагнитных сил взаимного притяжения (отталкивания) и температурные погрешности, вносимые электрической схемой. Для уменьшения этих погрешностей используют дифференциальные электрические преобразователи давления, а также включаемые в электрическую схему термокомпенсаторы.

Перед установкой на ЛА и при проведении регламентных работ в зависимости от типа самолета и типа электромеханического манометра производят проверку: погрешности показаний; герметичности соединений трубопроводов и корпусов манометрических преобразователей, вариации показаний; сопротивления изоляции электрических цепей; силы тока, потребляемого электрической схемой; погрешности срабатывания сигнализатора давления при нормальной температуре. Для проверки электромеханических манометров можно использовать установку ЭУПМ-2 совместно с ГУПМ.

Вопрос №5. Рассмотреть принцип действия и электрическую схему термоэлектрического термометра компенсационного типа

Ответ:

Рис. 5.1. Электрическая схема термометра компенсационного типа.

Схема термометра компенсационного типа, характерная для термометров третьей группы, приведена на рис. 5.1. Разность термо ЭДС, снимаемая с термопар Т, и напряжение компенсации, снимаемое с мостовой схемы (резисторы R1 -- R9), поступает на усилитель У и двухфазный индукционный реверсивный двигатель М. Последний через редукторы Р₁ и Р₂ перемещает стрелки указателя и изменяет сопротивление R6 до тех пор, пока напряжение мостовой схемы не скомпенсирует термо ЭДС с термопар Т. Питание мостовой схемы осуществляется от выпрямителя, состоящего из резисторов R13, R14, диода Д1, фильтрующей емкости С1 и стабилитронов Д2 ...Д6.

При изменении температуры окружающей среды меняется термо ЭДС термопар. Одновременно меняется и напряжение диагонали мостовой схемы за счет изменения сопротивления терморезистора R2, имеющего температуру холодного спая термопар. Параметры схемы подобраны так, что эти изменения взаимно компенсируются. Использование компенсационного метода измерения позволило свести общие суммарные погрешности прибора до ±10° С при диапазоне измерений 300 ... 1000 °С.

Для компенсации влияния температуры окружающей среды в термометрах типа ТЦТ используют биметаллический корректор, закручивающий или раскручивающий противодействующие пружины указателя.

Вопрос №6. Пояснить, как обеспечивается синхронность вращения вала датчика с валом двигателя указателя

Ответ:

Обеспечение синхронности вращения вала датчика с валом двигателя указателя рассмотрим на примере тахометра ИТЭ-1 (рис. 6.1). Тахометр ИТЭ-1 состоит из датчика и указателя. Датчиком является трехфазный синхронный генератор с возбуждением от постоянного магнита. Трехфазный синхронный генератор (соединенный трехпроводной линией с синхронным двигателем), ротор которого жестко связан с первичной осью, образует электрическую синхронную передачу -- систему электрического вала, осуществляющую дистанционную передачу скорости вращения вала авиадвигателя. При вращении постоянного магнита 1 от контролируемого вала авиадвигателя в статорной обмотке 2 генератора возбуждается переменный ток с частотой, пропорциональной угловой скорости вращения. Этой частотой возбуждаемого тока определяется скорость вращения магнитного поля в статорной обмотке 3 синхронного двигателя указателя, соединенной со статорной обмоткой 2 генератора. Вращающимся магнитным полем будет увлекаться с той же скоростью ротор двигателя, состоящий из постоянных крестообразных магнитов 5 и гистерезисных дисков 4, закрепленных на валу.

Гистерезисные диски 4 обеспечивают запуск синхронного двигателя и его устойчивую работу при ускорениях вращающегося поля ротора. При работе тахометра вращающееся магнитное поле намагничивает гистерезисные диски 4двигателя. Магнитное поле гистерезисных дисков также вращается, но отстает от вращающегося магнитного поля на некоторый угол из-за большого гистерезиса в материале. В силу этого возникает вращающий момент, приводящий в движение ротор двигателя.

Рис. 6.1. Принципиальная схема магнитоиндукционного тахометра ИТЭ-1

Для облегчения ввода постоянных магнитов в синхронное вращение с вращающимся магнитным полем они посажены на вал свободно и соединены с ним с помощью пружины. Постоянные магниты могут поворачиваться за вращающимся полем, не принимая полную нагрузку вала до тех пор, пока не будет закручена пружина. Постоянные магниты успевают вступить во взаимодействие с вращающимся магнитным полем, войти в синхронный режим работы при скорости вращения, близкой к синхронной. Гистерезисные диски при этом выполняют вспомогательную функцию.

Вопрос №7. Рассмотреть принципиальную схему канала мгновенного расхода топлива турбинного расходомера

Ответ:

Среди различных методов измерения расхода топлива в авиации наибольшее применение нашел скоростной метод. Принцип измерения мгновенного расхода топлива при этом методе основан на определении частоты вращения ненагруженной крыльчатки, расположенной в топливной магистрали, при заданном ее сечении и плотности топлива.

Принцип измерения суммарного расхода или запаса топлива основан на подсчете частоты вращения крыльчатки за определенный период.

Рассмотрим одну из наиболее распространенных систем измерения расхода топлива типа СИРТ. Она предназначена для дистанционного измерения мгновенного расхода каждым двигателем и запаса топлива во всей топливной системе при условии исправных топливных магистралей, отсутствии отсечки топлива в баки из магистралей, находящихся за датчиком расхода, точной выставке указателя запаса топлива после его заливки в баки и установки переключателя на марку залитого топлива.

В состав системы расходомера типа СИРТ (рис. 7.1) входят: три датчика расхода топлива (согласно числу двигателей) ДРТМС, датчик плотности ДП, преобразователь сигналов ПС с тремя блоками

Рис. 7.1. Структурная схема расходомера типа СИРТ

преобразования частоты в напряжение ПЧН, с блоками обработки плотности БОП, с пятью усилителями сигналов УУ и преобразователем суммарного расхода ПСР, а также указателей (трех -- мгновенного массового расхода топлива УМРТ и одного -- суммарного запаса топлива УСЗТ).

Рассмотрим работу канала измерения мгновенного расхода топлива, обслуживающего один двигатель (рис. 7.2). Топливо, протекая через датчик расхода, приводит во вращение крыльчатку, частота вращения которой пропорциональна скорости потока топлива. На оси крыльчатки крепится ротор в виде постоянного шестиполюсного магнита. При вращении крыльчатки магнитное поле магнита индуцирует ЭДС переменной частоты в катушках, находящихся в корпусе статора. ЭДС переменной частоты поступает на вход ПЧН, где усиливается и преобразуется в постоянное напряжение, пропорциональное частоте вращения, а следовательно, мгновенному расходу топлива в единицах объема Q. Чтобы расход топлива, выраженный в единицах объема, преобразовать в расход топлива, выраженный в единицах массы Q_M, необходима поправка на изменение плотности топлива согласно выражению (7.1). Зависимость (7.1) реализуется путем потенциометрического умножения. Для этого на потенциометр R3a подается напряжение с ПНЧ, пропорциональное расходу Q. Движок потенциометра R3a перемещается пропорционально изменению р. В итоге значение напряжения U_из, снимаемое с щетки потенциометра R3a, будет пропорционально мгновенному массовому расходу Q_M. Измерение плотности р осуществляется с помощью устройства, состоящего из датчика плотности, усилителя и блока отработки плотности.

Мгновенный расход топлива:

Q_м=сSv= сQ (7.1.)

где с - плотность потока

Датчик плотности представляет собой плоский конденсатор, пластины которого постоянно находятся в жидкости. Электрическая емкость датчика плотности

(7.2.)

где k -- постоянный коэффициент; е_т -- диэлектрическая проницаемость топлива; s -- площадь пластин; d -- расстояние между пластинами.

Рис. 7.2. Функциональная схема расходомера СИРТ

С учетом (7.2) получаем, что С_п меняется в зависимости от плотности топлива. Датчик топлива включен в схему измерительного моста (см. рис. 7.2), состоящего из эталонного конденсатора СУ, резисторов R9, R13, R14,.R16 и потенциометров R8a, R10 и R15. Емкостный мост питается переменным напряжением 20 В 400 Гц. При изменении плотности происходит разбаланс моста и сигнал с измерительной диагонали, усиленный усилителем УСС1, поступает на обмотку управления двигателя M1, ротор которого механически связан с движками потенциометров R3a, R8a и со шкалой значений плотности, вращающейся относительно неподвижной стрелки. Перемещение движков потенциометров R3a и R8a приводит мост в согласованное состояние и вводит поправку в значение напряжения (7_и3. Это напряжение; пропорциональное Q_M, сравнивается с U_on. Результат сравнения поступает на усилитель УСС 2, где усиливается и подается на обмотку управления М.2. Двигатель перемещает стрелку указателя УМРТ и движок потенциометра R9a, приводя схему в согласованное состояние. Положение стрелки соответствует значению мгновенного расхода топлива в единицах массы.

Вопрос №8. Объяснить принцип работы и особенности комбинированного прибора для контроля параметров авиадвигателя

Ответ:

Рис. Сдвоенный указатель УИ-240К (а) и индикатор ЭМИ-3РТИС (б): 1- шкала указателя; 2- корпус.

С целью упрощения отображения информации, необходимой для оценки соответствия параметров текущего режима полета заданным, в авиации наряду с раздельными приборами используются комбинированные указатели. Они представляют собой приборы, объединяющие в едином корпусе указателя несколько малогабаритных вторичных измерителей со своими стрелками (индексами, опорными линиями) - Взаимное расположение отдельных шкал со стрелками на общем циферблате выбирается так, чтобы совокупное расположение стрелок для номинальных значений каждого параметра представляло простые и запоминаемые фигуры.

При построении комбинированных приборов возможно объединение в едином корпусе двух вторичных измерителей однородных параметров, а также трех и более вторичных измерителей разнородных параметров одной системы. Примером первого способа комбинирования может служить манометр 2ДИМ-240К, предназначенный для измерения давления гидросмеси в основной и аварийной гидросистемах самолета Як-40. В комплект входят два датчика (ИД-240), установленные в гидроотсеке, и сдвоенный указатель (УИ-240К), установленный на приборной доске (рис. 8.1, а).

Другим представителем этой группы приборов является двухстрелочный тахометр ИТЭ-2Т, измеряющий частоту вращения компрессоров высокого и низкого давления двигателя самолета Ту-154.

Второй способ комбинирования реализован в трехстрелочных моторных индикаторах типа ЭМИ-ЗР, широко применяемых на современных самолетах. Например, на самолетах Ту-154, Ил-62 используется индикатор ЭМИ-ЗРТИС (рис. 8.1, б) для дистанционного измерения давления топлива перед форсунками, давления и температуры масла на входе двигателя. Данный индикатор состоит из трех независимых измерителей: двух манометров типа ДИМ и термометра типа ТУЭ. В комплект ЭМИ-ЗРТИС входят: индуктивный датчик (ИДТ-100С) давления топлива, индуктивный датчик (ИДТ-8С) давления масла и датчик (П-I-TP) температуры масла, трехстрелочный указатель (УИЗ-3). Указатель УИЗ-3 выполнен в виде трех магнитоэлектрических логометрических измерителей, расположенных в одном корпусе.

Допустимые погрешности измерений: по давлению -- не более ±1,5 % максимального значения шкалы; по температуре масла -- не более ± 4 °С.

К комбинированным приборам можно отнести также интегральные приборы. С помощью этих приборов текущий режим полета или режим работы двигателя контролируется не с помощью совокупности значений отображаемых параметров, а с помощью некоторой функции этих параметров, характеризующей контролируемый режим.

Литература

1. В.В. Глухов, В.Н. Габец, Ю.С. Соловьёв; «Авиационные приборы и информационно-измерительные системы. Пособие по изучению дисциплины и задания на курсовой проект для студентов М курса специальности 131000 заочного обучения»; М.; МГТУ ГА, 2004г.

2. В.Г. Воробьёв, В.В. Глухов, И.К. Кадышев; «Авиационные приборы, информационно-измерительные системы и комплексы»; М.; «Транспорт», 1992г.

Размещено на Allbest.ru