Лекція №1. Предмет І задачі курсу датчики авіоніки

Навчальні питання:

1. Роль і місце датчиків авіоніки в авіаційному обладнанні ПС

2. Призначення та класифікація датчиків авіоніки

3. Умови експлуатації датчиків авіоніки

4. Загальні технічні вимоги, що ставляться до ВП

5. Структура датчика авіоніки

Одним з основних методів пізнання явища у зовнішньому світі є вимірювання. Вимірювання дають можливість отримувати інформацію про фізичні величини, які характеризують явища та процеси.

За результатами вимірювань встановлюються закономірності, які керують тими чи іншими явищами у природі. Вимірювання здійснюються за допомогою приладів та вимірювальних систем. Вимірювальні системи призначені для отримання, перетворення і передачі вимірюваної інформації. Одним з основних елементів будь якої вимірювальної системи є технічний пристрій, який отримав назву датчик. Датчики, як вимірювачі тих чи інших параметрів (фізичних величин), знайшли саме широке використання в авіації.

На сучасних ПС кількість встановлених на борту датчиків досягає декількох сотень, а в період льотних випробувань – декількох тисяч. Така кількість цих технічних пристроїв на ПС обумовлена необхідністю в постійному отриманні інформації як про роботу обладнання ПС, його силової установки, інформації про положення ПС у просторі та інформації про стан середовища його перебування, інформації про фізіологічний стан членів екіпажу та пасажирів, так і в інформації для роботи комплексів та систем ПС, які забезпечують його нормальний політ. Тенденції розвитку сучасного авіаційного будівництва передбачають подальше стрімке збільшення кількості датчиків на борту ПС з метою інформативної глобалізації процесів, що відбуваються на обладнанні літака та з членами екіпажу (пасажирами) у польоті, з метою вирішення, в першу чергу, питань безпеки польотів. Ці обставини однозначно визначають роль датчика авіоніки як одного з найбільш значимого й важливого функціонального елемента авіаційного обладнання ПС.

На сучасних ПС на допомогу людині (членам екіпажу) здійснювати контроль за працездатністю силової установки, агрегатів та обладнання ПС і керувати ними призвані складні системи автоматичного керування і контролю.

Прилади і датчики – це інформаційні пристрої, що перетворюють фізичний параметр, який контролюється, у сигнал, зручний для подальшої обробки людиною або машиною.

Приладами прийнято називати пристрої, показання яких сприймаються людиною за допомогою органів чуття, а датчиками – пристрої, сигнали яких впливають, минаючи людину, на подальші ланки обробки інформації

Датчики сигналів можна поділити на два класи: датчики параметричного типу та датчики генераторного типу. В основу побудови датчиків параметричного типу покладено властивість змінювання деякого параметра чотириполюсника при зміні його вхідної величини, внаслідок чого вихідна величина чотириполюсника змінюється. Іншими словами, в основу метода вимірювання параметра датчиками параметричного типу покладена властивість елемента вимірювальної схеми (яким є датчик) змінювати свою величину (відповідно параметр вимірювальної схеми) в залежності від зміни значення фізичної величини, що підлягає вимірюванню або контролю.

Генераторні датчики здійснюють перетворення механічної енергії в енергію електричного струму або іншого виду сигналу управління, безпосередньо.

Прилади і датчики можна також класифікувати за наступними ознаками:

• 
  за призначенням;
  
• 
  за вихідним сигналом;
  
• 
  за способом подання інформації;
  
• 
  за можливістю дистанційного передавання інформації.
  

• 
  група I – пілотажно-навігаційні прилади та датчики;
  
• 
  група II – прилади та датчики контролю режимів роботи бортових агрегатів;
  
• 
  група III – медико-біологічні прилади та датчики;
  
• 
  група IV – прилади та датчики для вимірювання параметрів навколишнього середовища.
  

Прилади і датчики групи II визначають фізичні параметри, які характеризують режими роботи силової установки (авіадвигунів, допоміжної силової установки, джерел електроживлення) та допоміжних бортових агрегатів (гальмівної системи, системи випуску шасі та закрилків, системи наддування герметичної кабіни та ін.). До фізичних параметрів, які вимірюють прилади і датчики цієї групи, відносяться тиск, температура, витрата рідини та газу, кількість (рівень) рідини, кутова швидкість обертання вала двигуна та ін.

1. 
   датчики з електричним вихідним сигналом, у якості якого використовується електричний опір, індуктивність, ємність, напруга, сила струму, частота та ін.;
   

в) датчики з механічним вихідним сигналом (сила, момент сил, пересування, швидкість та ін.);

г) датчики з оптичним вихідним сигналом (яскравість світла, частота спалахів та ін.);

д) датчики з акустичним вихідним сигналом (сила звука, частота звукових коливань та ін.).

Найбільше розповсюдження на ПС набули датчики з електричним вихідним сигналом, який далі у цифрово-аналоговому перетворювачі перетворюється на дискретний сигнал восьми (два- надцяти) розрядного коду, зручного для сполучення з бортовою обчислювальною машиною, що оговорені нижче.

За способом подання інформації датчики можна поділити на два види:

а) датчики з безперервним (аналоговим) сигналом, в яких вихідний сигнал (електрична напруга, сила струму, частота, зсув фаз та ін.) пов’язаний з вхідною величиною безперервною функціональною залежністю, при цьому мірою вхідної величини служить величина вихідного сигналу;

б) датчики з дискретними сигналами, в яких при плавній зміні вхідної величини вихідний сигнал змінюється стрибкоподібно, причому рівень вихідного сигналу може приймати обмежену кількість значень. Мірою величини, що вимірюється, частіше всього служить накопичена за визначений термін часу кількість однакових за рівнем імпульсів або комбінація декількох сигналів, зашифрованих у двійковому коді (рівень кожного з сигналів може приймати одне з двох значень – 0 або 1).

Умови експлуатації датчиків авіоніки

Широкий діапазон зміни температури та тиску повітря обумовлені особливостями земної атмосфери. Розглядаючи схему вертикальної будови атмосфери (рис. 1.1), можна виділити окремі її шари, кожний з яких характеризується визначеним законом вимірювання температури.

Фактичний стан атмосфери на одній й тій же висоті не є постійним і залежить від широти місця, пори року, часу доби та від конкретних метеорологічних умов у дану мить часу (від погоди). У зв’язку з цим діапазон температур, на який повинні бути розраховані датчики, достатньо широкий: для більшості датчиків, що встановлюються на ПС, його задають у межах від –60 до +50°С.

У деяких випадках температура повітря навколишнього середовища, в якому встановлений ВП (датчик), в процесі його експлуатації може значно перевищувати +50° С. Причиною цього може бути їх близьке, розташування до агрегатів, які виділяють тепло, наприклад, до двигуна; при польоті на надзвукових швидкостях суттєвий вплив на температуру повітря у місці встановлення датчиків має аеродинамічне нагрівання корпусу літального апарату. Тому верхню межу температур у залежності від типу ПС і місця встановлення датчика іноді задають рівним +80, +100 °С та вище.

Тиск повітря із збільшенням висоти безперервно падає. На рівні моря тиск дорівнює в середньому 760 мм рт. ст., а на висоті 200 км складає біля 10 ^–6 мм. рт. ст. Так само, як і температура, тиск повітря на кожній висоті непостійний і залежить від метеорологічних умов. На рівні моря тиск може коливатися у межах 700÷800мм. рт. ст.

Рис. 1.1. Схема будови атмосфери:



1 – найбільша висота гір (Еверест); 2 – найбільші глибини океану; 3 – хмари нижні; 4 – хмари конвекції; 5 – хмари перисті; 6 – хмари перламутрові; 7 – хмари сріблисті; 8 – стратостат Пікара; 9 – стратостат “Осоавіахім”; 10 – радіозонд; 11 – метеорологічні ракети; 12 – геофізичні ракети; 13 – штучні супутники Землі; 14 – відбиття звукових хвиль; 15 – відбиття середніх радіохвиль; 16 – відбиття коротких радіохвиль; 17 – полярне сяйво у нижній іоносфері; 18 – полярне сяйво у верхній іоносфері.

Непостійність розподілення температури і тиску повітря за висотами обтяжує вирішення ряду аеродинамічних задач та градуювання ВП (висотомірів, покажчиків швидкості, варіометрів та ін.), дія яких заснована на використанні властивостей земної атмосфери. Тому на базі статистичної обробки багаторічних метеорологічних даних встановлений середній закон, який покладений в основу стандартної атмосфери, що визначає значення параметрів повітря, які близько співпадають із середніми значеннями цих параметрів у літній час на середніх широтах.

Вихідними даними для діючої на наших широтах стандартної атмосфери є наступні значення параметрів на рівні моря: тиск повітря 760 мм рт ст, температура +15 °С (288,15°К), густина повітря 1,225 кГ/м³, швидкість звуку 340,28 м/сек (1225 км/год).

В табл. 1.1 надані опорні точки стандартної атмосфери до висоти 200 км.

Точність та надійність датчиків знижується не тільки під впливом кліматичних, а також і механічних факторів. Механічний вплив визначається інерційними силами, які виникають при русі ПС з лінійними або кутовими прискореннями, а також при виникненні вібрації у місцях кріплення датчиків. Інерційні сили можуть викривляти результати вимірювання параметра датчиком, а іноді і спричиняти його поломку.

Лінійні та кутові прискорення, що виникають у польоті, в залежності від причин можна поділити на наступні види:

а) лінійні прискорення, що виникають внаслідок зміни вектора швидкості ПС за величиною або напрямком; граничні значення прискорень залежать від типу ПС. На літальних апаратах, пілотування якими здійснюється людиною, вони визначаються величиною прискорення, яке може витримати організм людини (біля 5g); на безпілотних літальних апаратах, де граничне значення перевантаження обмежено тільки міцністю конструкції, лінійні прискорення можуть перебільшувати прискорення сили тяжіння у десятки разів;

б) лінійні прискорення, що виникають внаслідок вібрації місць кріплення датчиків. Вібраційні коливання розподілені у деякому інтервалі частот; спектр частот вібраційних коливань залежить від типу ПС. У дозвукових апаратів частоти вібрацій лежать у межах від одиниць герц до сотень герц, а у надзвукових – до декількох тисяч герц; амплітудні значення вібраційних прискорень зростають від одиниць g на низьких частотах до декількох десятків g на високих частотах;

в) кутові прискорення, що виникають в наслідок маневрування ПС та його коливання відносно вектора швидкості внаслідок турбулентності атмосфери і недосконалості динамічних властивостей системи керування польотом. Характер зміни кутових прискорень визначається динамічними характеристиками системи керування і характером вітрових збурень; величини кутових прискорень залежать від типу ПС і можуть досягати десятків 1/сек²;

г) кутові прискорення, що виникають в наслідок пружних коливань при вигині крила та фюзеляжу ПС; ці коливання звичайно мають синусоїдальний характер.

Частоти пружних коливань лежать у межах від одиниць герц (у тяжких ПС) до декількох десятків герц (у легких ПС), а амплітудні значення кутових прискорень можуть досягати десятків 1/сек²_;

Крім розглянутих кліматичних та механічних впливів, датчики ПС можуть підлягати також і впливу інших факторів – магнітного та електростатичного полів, радіаційних випромінювань та ін.

При проектуванні ВП (датчиків) необхідно враховувати можливі наслідки від кожного виду впливу і знати засоби боротьби з негативними явищами (табл.. 1.2).

Загальні технічні вимоги, що ставляться до ВП

1. 
   висока динамічна точність, яка складається з того, що формування сигналу повинно проводитися з мінімальним перекручуванням. Ця вимога означає, що датчик повинен мати таку передаточну функцію, яка б у межах смуги пропускання об’єкта керування та контролю зводилася би до постійної величини;
   
2. 
   висока статична точність роботи датчика;
   
3. 
   висока надійність при роботі в умовах, що визначені тактико-технічними вимогами;
   
4. 
   допустимі габарити й вага датчика;
   
5. 
   достатньо високий коефіцієнт перетворення, що забезпечує реагування датчика на відносно невелику неузгодженість між необхідним та дійсним значеннями величини, якою керують;
   
6. 
   достатньо висока потужність вихідного сигналу.
   

1. 
   безвідмовна робота в умовах експлуатації;
   
2. 
   необхідна точність та чутливість;
   
3. 
   визначений вигляд заданої характеристики (залежність між вихідною та вхідною величинами);
   
4. 
   відсутність або мала величина гістерезису;
   
5. 
   стабільність характеристик у часі;
   
6. 
   взаємна змінюваність;
   
7. 
   визначені динамічні характеристики (мала стала часу, швидке заспокоєння рухомої системи та ін.);
   
8. 
   незначний вплив на роботу іншого обладнання ПС;
   
9. 
   безпека у відношенні до пожежі, вибуху;
   
10. 
    простота та технологічність конструкції;
    
11. 
    зручність і простота експлуатації та контролю;
    
12. 
    низька вартість виготовлення.
    

Структура датчиків авіоніки

Датчик будь-якої фізичної величини х являє собою пристрій, який безпосередньо сприймає цю величину і перетворює її до вигляду, зручного до використання у системах вимірювання, автоматичного регулювання та керування, а також для передання через системи індикації членам екіпажу.

В загальному випадку датчик складається з чутливого (сприймаючого) елемента ЧЕ, передаточного ПМ та підсилюючого П механізмів, пристроїв корекції КП, вихідного перетворювача ВП (рис. 1.2)

Х(t)

Y(t)


ПМ

П

КП

Y (t)

ЧЕ

ВП


ВП


Рис. 1.2. Функціональна схема типового датчика авіоніки (ВП)

В конкретних випадках будь-які елементи загальної функціональної схеми датчика можуть бути відсутні або один елемент може виконувати декілька функцій. Часто роль датчика може виконувати елемент, який є вихідним перетворювачем на загальній схемі (потенціометр, індуктивність, шунт амперметра та ін.).

Чутливий (сприймаючий) елемент ЧЕ безпосередньо сприймає величину Х(t) і здійснює її первинне перетворення – перетворює величини х у пропорційне пересування, у зміну величини електричного опору, ємності, індуктивності, сили струму та ін.

Передаточний механізм ПМ та підсилювач П (часто конструктивно об’єднані) забезпечують відповідно передачу та підсилення вихідної величини чутливого елемента до вихідного перетворювача ВП датчика.

Пристрій корекції КП здійснює корекцію результатів функціонального перетворювача чутливого елемента з метою усунення методичних похибок.

Вихідний перетворювач ВП забезпечує вторинне перетворення величини Х до вигляду, зручного для її безпосереднього використання Y (t). Сучасні Міжнародні вимоги (ARING-429) щодо датчиків вимірювання польотної інформації передбачають, у якості обов’язкової, вимогу можливості їх сполучення з загальними літаковими обчислювальними системами. Тому вихідним перетворювачем будь-якого сучасного ВП (вимірювального комплексу) має бути аналогово-цифровий перетворювач, який перетворює аналоговий електричний сигнал у дискретний двійковий (або інший) 8-розрядний (16-розрядний) код.

Синтез ВП можна поділити на декілька етапів.

1. 
   Вибір методу вимірювання (закону, за яким повинно проходити перетворення параметра, що підлягає контролю, у вихідний сигнал). Наприклад, при вимірюванні висоти барометричним методом зв’язок між висотою Н і атмосферним тиском р_Н, що вимірюється, визначається виразом:
   

.

2. 
   Розробка структурної схеми ВП, що являє собою сукупність ланцюгів, які здійснюють елементарні перетворення сигналів, що вимірюються.
   
3. 
   Визначення статичних і динамічних характеристик ланцюгів та порівняння цих характеристик з необхідними характеристиками з метою визначення похибок.
   
4. 
   Визначення характеристик і похибок ВП у цілому на основі перетворення структурних схем.
   

Датчик авіоніки, як об’єкт математичного моделювання, уявляє собою розімкнуту динамічну систему, ланки, що складають структурну схему якої, служать для елементарних перетворювань сигналів. Таки ланки повинні мати детекторні властивості, а саме повинні передавати сигнал від входу до виходу. Передаточні властивості ланок характеризуються передаточними функціями. Існує обмежена кількість елементарних ланок, з яких може бути зібрана будь-яка динамічна система, до них відносяться: підсилювальні, інерційні, диференційні, інтегруючі, коливальні та форсуючи ланки.

З’єднання ланок в схемі може бути послідовним, паралельно-узгодженим, паралельно-зустрічним та змішаним.

Запитання для самоперевірки

1. 
   Розкажіть про призначення датчиків авіоніки.
   

2. В чому полягає сутність датчиків параметричного типу?

3. В чому полягає сутність датчиків генераторного типу?

4. 
   Дайте класифікацію датчиків за видом величини, що перетворюється.
   
5. 
   Дайте класифікацію датчиків за принципом дії.
   
6. 
   Дайте класифікацію датчиків за призначенням.
   
7. 
   Дайте класифікацію датчиків за принципом дії.
   
8. 
   Дайте класифікацію датчиків за способом подання інформації.
   
9. 
   Які фактори впливають на точність і надійність датчиків?
   
10. 
    Які параметри характеризують стандартну атмосферу?
    
11. 
    Які основні вимоги ставляться до технічних параметрів ВП?
    
12. 
    Які основні вимоги ставляться до ВП?
    
13. 
    З яких структурних елементів складається типовий датчик авіоніки?
    
14. 
    Які параметри польоту відносяться до пілотажно-навігаційних?
    
15. 
    Які параметри характеризують роботу силової установи?
    

жүктеу/скачать 224.28 Kb.

Достарыңызбен бөлісу: