4.2. Датчик температуры торможения

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

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

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

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

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

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

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

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

Чувствительным элементом в этом датчике является проволочный или полупроводниковый терморезистор, величина которого зависит от температуры. В общем эта зависимость нелинейная. Для изготовления проволочных терморезисторов применяют чистые металлы, так как они имеют большее значение температурного коэффициента, чем сплавы металлов. Таким металлом является платина. Удельное сопротивление этого металла равно 0,0981 Ом·мм²/м, средний температурный коэффициент электрического сопротивления для интервала 0 – 100^оС равен 3,91·10^-31/град, температурный интервал измерения от – 250 до 1250^оС.

В диапазоне температур от – 200 до 0 ^оС платиновый терморезистор имеет следующую зависимость сопротивленияRот температурыQ:

, (4.1)

а в диапазоне от 0 до 600 ^оС

, (4.2)

где А= 3,9692·10^-31/град;В= -5,8290·10^-71/град²;С= -4,3303·10^-121/град⁴;R_o– сопротивление приQ= 0^оС.

Полупроводниковые терморезисторы имеют обратную зависимость RотQ: с увеличением температуры сопротивление уменьшается по экспоненциальному закону:

, (4.3)

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

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

Рис. 4.5. Внешний вид датчика температуры торможения П-104	Рис. 4.6. Принципиальная схема датчика температуры торможения П-104: 1 – проволочный термочувствительный элемент; 2 – камера торможения (приемник температуры); 3 – стойка; 4 – фланец; 5 – электрический соединитель

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

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

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

. (4.4)

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

,

где Q– температура в^оС;R_о– сопротивление при температуре 0^оС; равное 500 Ом;А= 0,003832;В= 1,81;С= 0,1 дляQниже 0^оС;С= 0,0 – дляQвыше 0^оС. Материал чувствительного элемента платина.

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

Температура наружного воздуха рассчитывается по формуле [13]

, (4.5)

где Т_Н– истинная температура наружного, невозмущенного потока; ΔТ_дин– динамическая добавка к температуре, равная

, (4.6)

где v_ист– истинная воздушная скорость в м/с.

ГОСТ 25431-82 устанавливает следующую зависимость через число Маха

, (4.7)

где не учитывается коэффициент качества датчика температуры торможения.

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

, (4.8)

где Т_НиТ_Тв^оС,N– коэффициент качества датчикаТ_Т , равный отношению температуры терморезистора (чувствительного элемента) датчика к истинной температуре торможения:

. (4.9)

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

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

, (4.10)

где

, (4.11)

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

, (4.12)

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