Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное агентство по образованию

Казанский Национальный Исследовательский Технический Университет

им. А.Н. Туполева

Институт Автоматики и электронного приборостроения

Кафедра приборов и информационно-измерительных систем

Лабораторная ознакомительная работа №1

по дисциплине: Авиационное и радиоэлектронное оборудование

на тему:

Измерительно-вычислительные системы и комплексы самолетов и вертолетов

Выполнил

студент группы 1306

Семенов А.В.

Подпись_______

Руководитель:

Ганеев Ф.А.

Подпись_______

Казань 2013

II. ИЗМЕРИТЕЛЬНО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ И КОМПЛЕКСЫ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ

Лабораторная ознакомительная работа №3

Цифровая система воздушных сигналов

1. Общие положения

Ограниченные возможности автономных приборов и датчиков для измерения высотно-скоростных параметров летательных аппаратов определили необходимость применения информационно-вычислительных систем воздушных сигналов (СВС) и информационных комплексов высотно-измерительных параметров (ИК ВСП). Такие системы и комплексы предназначены для комплексного измерения (определения) истинной воздушной υ и индикаторные (приборные) υ_и скорости , числа Маха –Маевского М, абсолютной (барометрической) Н и относительной Н_отн высоты полета, температуры Т наружного воздуха , вертикальной скорости υ_y , истинного угла атаки α , отклонения ∆М, ∆Н, ∆υ_и числа М , высоты Н, скорости υ_и от заданных программой полета значений и централизованного снабжения полученной информацией различных потребителей.

Целью данной лабораторной работы является закрепления знаний по принципам построения систем воздушных сигналов, алгоритмам обработки информации и свойственных им погрешностей, изучение особенностей реализации и конструктивного исполнения цифровой системы воздушных сигналов маневренного самолета СВС-2Ц, методики контроля ее метрологических характеристик.

По результатам изучения технического описания СВС -2Ц каждый студент оформляет отчет по лабораторной работе и представляет его к защите.

2. Вопросы для самостоятельной проработки

2.1. Принципы действия и алгоритмы обработки информации системы воздушных сигналов свс-2ц.

В системах воздушных сигналов и комплексах высотно-скоростных параметров используется аэромеханический метод определения параметров движения ЛА. Первичными информативными сигналами (измеряемыми величинами) являются статическое давление Р_н атмосферы на данной высоте Н, полное Р_п или динамическое давление набегающего потока воздуха, температура Т_т заторможенного потока воздуха, местные аэродинамические углы – угол атаки α_м и угол скольжения β_м . На вход устройства обработки информации могут поступать такие различные дискретные сигналы и разовые команды, определяющие состояние (исправность) датчиков первичной информации, условия их работы (например, включение обогрева) и т.п.

Для получения первичной информации по указанным параметрам на борту ЛА устанавливаются приемник воздушных давлений (ПВД), приемник температуры (ПТ), датчики статического, полного или динамического давлений, датчики аэродинамических углов (ДАУ).

Сигналы пропорциональные давлению R₃ в заданном месте (место взлета или посадки), а также необходимые дискретные сигналы и разовые команды поступают со специальных пультов экипажа в аналоговой или цифровой форме.

Вычисление высотно-скоростных параметров движения ЛА осуществляется на основании функциональных зависимостей, определяемых ГОСТ 4.401-81 и ГОСТ 5.212-74

Абсолютная барометрическая высота Н соответствует геопотенциальной высоте над уровнем моря в условиях стандартной атмосферы и определяется по формулам [1]

в диапазоне-2000м <H< 11000м

в диапазоне 11000м ≤Н<15000м

где -средняя абсолютная температура на уровне моря ; =760 мм рт.ст.- среднее абсолютное давление на уровне моря ; 0,0065 К/м – температурный градиент , определяющий изменение абсолютной температуры воздуха Т при изменении высоты; R=29,27125 м/К - газовая постоянная ; Т_{Н ,} Р_Н – абсолютные температура и давление на текущей высоте Н ; Т_Н=216,65К и Р=22632 Па =169,754 мм рт.ст.- абсолютная температура и абсолютное давление на высоте Н₁₁=11000м.

Относительная барометрическая Н_отн вычисляется как разность

где Н₃ – абсолютная барометрическая высота уровня ( место взлета , посадки ), относительно которого определяется .

Значение Н₃ при известном абсолютном давлении R₃ заданного места определяется по формуле (2.1) при значении Р_Н=Р₃.

Приборная (индикаторная ) скорость полета υ_пр вычисляется как функция динамического давления , или полного давления , приведенных к нормальным условиям на уровне моря ( , =760 мм рт.ст.) по формуле [3]:

(2.4)

где g=9.80665 м/с² – ускорение сил тяжести ; К=1,4 – показатель адиабаты для воздуха.

Числа Маха , характеризующее отношение истинной воздушной скорости υ к скорости звука , определяется как функция отношений полного или динамического давлений к статическому давлению на данной высоте полета . При дозвуковой скорости полета уравнение для определения числа М имеет вид [4]:

(2.5)

При сверхзвуковой скорости полета часть энергии набегающего воздушного потока тратится на образование ударных волн и скачков уплотнения перед приемником воздушных давлений и уравнение для определения числа М принимает неявный вид [3]

(2.6)

Абсолютная температура наружного воздуха Т на высоте полета вычисляется как функция числа М и абсолютной температуры заторможенного потока Т_т , воспринимающий приемником температуры, по формуле [1.3]

(2.7)

где N - коэффициент качества приемника температура торможения ;

- коэффициент торможения воздуха, значения которого в зависимости от

конструктивных особенностей приемника температуры и места его установки

колеблется в пределах 0,98….1,02.

Истинная воздушная скорость υ может быть определена по формуле, аналогичной (2.4), в которой полное, динамическое и статическое давления, а также температура наружного воздуха измеряются непосредственно на данной высоте полета

(2.8)

С учетом соотношений (2.5) и (2.7) истинную воздушную скорость можно также вычислить как функцию числа М и температуры заторможенного потока

(2.9)

Вертикальная скорость υ_y ЛА определяется путем вычисления производной по времени от абсолютной барометрической высоты, т.е.

(2.10)

где t_{i ,} t_i-1 – текущий и предшествующие моменты , в которых производные вычисления абсолютной барометрической высоты.

Возможно использование алгоритма вычисления вертикальной скорости по большому числу значений барометрической высоты , полученных через фиксированный интервал времени , например, вида

(2.11)

Для уменьшения погрешностей, связанных с пульсациями статического давления , воспринимаемого приемником, недостаточной чувствительностью датчика статического давления (влияние этих факторов усугубляется при дифференцировании ), вертикальную скорость определяют путем совместной обработки информации о барометрической высоте с данными о вертикальном ускорении , получаемыми от акселерометра , используя принципы комплексирования [6].

Для определения истинного угла атаки датчики барометрических углов (флюгерного, пневматического , пневмоэлектрического или другого типа ) размещают на обоих бортах физюляжа или на носовой штанге. Однако даже при установке датчика на носовой штанге измеряемый им местный угол атаки на 10…15 % отличаются от истинного в случае установки датчиков на физюляже их показания различаются при наличии скольжения и могут быть в 1,5 … 2 раза больше истинного угла атаки ЛА. Поэтому по показаниям датчиков, установленных на правом и левом бортах физюляжа , в начале определяется осредненное значение местного угла атаки ЛА , которое затем используется для вычисления истинного угла атаки .

Связь истинного и осредненного местного углов атаки самолета можно характеризовать зависимостью вида [2]

(2.12)

где и - коэффициенты, зависящие от места установки датчика и изменяющиеся при изменении числа М и угла скольжения . Правильным выбором место установки датчика можно обеспечить практическое постоянство коэффициентов К₁ и К₀ в дозвуковом диапазоне скоростей полета .В общем случае вид функций и пределяется для конкретного ЛА и места установки на нем датчиков по результатам летных испытаний.

Для дозвуковых скоростей истинный угол атаки самолета определяется по формуле

(2.13)

где К₁=2,7…2,2; К₂₀= -3…7 угл. град;

К₃=0,22 К₄=0,07

На практике нашли применение два варианта структурного построения СВС на базе аналоговых электромеханических вычислительных устройств [3]. Отличительной особенностью первой структуры является то, что решение расчетных зависимостей производится в отдельном от указателей вычислителе. При этом все операции связанные с решением расчетных зависимостей, производятся на самобалансирующихся мостовых схемах, в состав которых входят линейные и функциональные потенциометры. Достоинством такой СВС является упрощение конструкции указателей, недостатком – недостаточная надежность, определяемая сложностью вычислителя.

В другом варианте построения СВС решение расчетных зависимостей производиться в нескольких вычислителях, совмещенных конструктивно с указателями, которые формируют выходные электрические сигналы по высотно-скоростным параметрам. В этом случае отказ одного вычислителя (канала) не приводит к полному отказу СВС, но усложняется конструкция и размеры указателей.

Варианты структурного построения цифровых СВС зависят от типа используемых датчиков давлений, приемника температуры и ДАУ. Цифровые СВС, датчики которых имеют выход по постоянному току, строятся по структурной схеме параллельно-последовательного действия [4] с мультиплексором и общим АЦП. При использовании датчиков давления с частотным выходом и ДАУ с выходным устройством в виде синусно-косинусного трансформатора цифровая СВС имеет структурную схему параллельного действия с независимыми каналами преобразования и передачи. При этом надежность такой СВС также повышается.