ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ И АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ. Учебное пособие

Рассмотрены состав и структура бортового ПНК, условия его эксплуатации,

реальные точностные характеристики, достигнутые к настоящему времени.

Приведены кинематические и электрические схемы измерителей параметров

режима полёта воздушного судна и измерителей параметров, характеризующих
режим работы авиадвигателей. Рассмотрены принципы действия и схемы изме-
рителей высоты и скорости полёта, авиагоризонтов.

Предназначено для курсантов и студентов заочной формы обучения специа-

лизации 160503.65.01 – Лётная эксплуатация гражданских воздушных судов,
160505.65.01 – Управление воздушным движением, 160503.65.05 – Лётная экс-
плуатация силовых установок и функциональных систем воздушных судов

ОДЕРЖАНИЕ

1. Общие сведения о пилотажно-навигационном

комплексе воздушного судна и условиях
его эксплуатации ............................................................................................... 3

2. Элементы восприятия, измерения и преобразования

пилотажно-навигационной информации ...................................................... 18

3. Приборные средства измерения

высотно-скоростных параметров полета ...................................................... 58

4. Измерители углов крена и тангажа ВС,

системы авиагоризонтов ................................................................................. 93

Библиографический список .............................................................................. 117

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОМ

КОМПЛЕКСЕ ВОЗДУШНОГО СУДНА И УСЛОВИЯХ

ЕГО ЭКСПЛУАТАЦИИ

Основным назначением ВС, независимо от его конструктивной схемы и такти-

ко-технических данных, является выполнение полёта по заданному маршруту.

Задачи реализации траектории полёта, контроля точности выполнения этого

процесса и коррекции возникающих отклонений возлагаются на бортовую ин-

формационно-управляющую систему (БИУС), элементами которой являются

экипаж ВС и пилотажно-навигационный комплекс.

В полёте БИУС занята непрерывным решением двух основных задач:

 управление и стабилизация положения центра масс ВС на заданной

траектории в продольной и боковой плоскостях движения;

 управление и стабилизация определенного углового положения ВС от-

носительно направлений меридиана, истинной геоцентрической вертикали ме-

ста нахождения летательного аппарата, а также – вектора скорости



набегаю-

щего потока воздуха.

Это – соответственно задачи навигации и пилотирования ВС.

Решение обеих задач невозможно без применения приборных средств: дат-

чиков, систем, входящих в состав единого бортового комплекса навигационно-

пилотажного оборудования.

Для устранения непрерывно возникающих в полёте, вследствие воздействий

со стороны атмосферы, отклонений ВС от заданного режима необходимо вы-

полнение следующей совокупности операций:

 восприятие датчиками первичной информации о состоянии ВС и его

двигателей;

 измерение возникающих отклонений от заданных значений параметров

режима полёта ВС и режима работы авиадвигателей;

 преобразование полученной информации, отображение её на индика-

торах, размещённых на приборных досках членов экипажа;

 определение в соответствии с полученными отклонениями параметров

режима полёта необходимых по направлению и величине перемещений органов

управления;

 приложение усилий, потребных для перестановки в новое положение

соответствующих исполнительных механизмов и агрегатов управления;

 обеспечение динамического качества процесса возвращения объекта к

требуемому исходному режиму состояния;

 контроль критических параметров полёта ВС и работы авиадвигателей,

сигнализация и предупреждение выхода объектов управления на критические

режимы.

1.1. Состав типового пилотажно-навигационного

комплекса (ПНК)

Состав и структура ПНК любого ВС определяются двумя требованиями, не-

обходимыми для выполнения безопасного качественного полета:

 получение обязательной для создания образа полета и управления объ-

ектами информации о параметрах состояния воздушного судна, авиадвигателей

и функциональных систем;

 обеспечение высокой точности и надежности информации за счет ре-

зервирования отдельных блоков или целых каналов измерения и преобразова-

ния сигналов.

Едиными нормами летной годности самолетов гражданской авиации и Фе-

деральными авиационными правилами предусмотрен стандартный комплекс

навигационного и пилотажного оборудования, обеспечивающий выполнение

отмеченных требований [3, 4]. В состав бортового комплекса входит восемь

групп средств приборного оборудования, позволяющих решать навигационные

и пилотажные задачи (под средствами подразумеваются датчики, преобразова-

тели, системы, локальные комплексы):

6. Средства предупреждения критических режимов полёта по таким пара-

метрам, как угол атаки

, нормальная перегрузка n



минимальная V

min доп

и максимальная V

max доп

допустимые скорости движения ВС.

7. Средства восприятия, измерения и контроля параметров работы авиадви-

гателей (рис. 1.2), а также обеспечивающих эту работу топливной и масляной

систем.

Рис. 1.2. Параметры, измеряемые приборами работы поршневого двигателя:

топл

– количество топлива в банках; Q

масла

– количество масла; q – расход топлива в едини-

цу времени; p

топл

– давление топлива перед карбюратором; p

масла

– давление масла в систе-

ме смазки; p

наддува

– давление наддува; t

масла

– температура масла; t

цил

– температура цилин-

дров двигателя; n – число оборотов коленчатого вала двигателя в единицу времени

8. Бортовые устройства и системы регистрации параметров ВС, авиадвига-

телей и функциональных систем, предназначенные для проведения послепо-

лётного контроля. Примерами таких систем являются БУР-СЛ-1, МСРП-12,

САРПП-12.

1.2. Системы координат, используемые в процессе

измерения параметров полёта

Положение ВС в пространстве принято определять, используя три системы

координат: земную, связанную и скоростную. Целесообразность выбора кон-

кретной системы координат определяется в каждом отдельном случае в зави-

симости от решаемых вопросов.

При рассмотрении движения ВС в качестве отсчетной обычно выбирают си-

стему координат, связанную с земными ориентирами: вертикалью места, мери-

дианом или осевой линией ВПП – так, как показано на рис 1.3,а. Начало земной

системы координат совмещают, например, с точкой исполнительного старта на

ВПП или с точкой местоположения ВС на земной поверхности при выполнении

полёта. Ось ОУ

направляют по истинной вертикали места. Плоскость ОХ

при этом будет совмещена с плоскостью горизонта, ось ОХ

может быть

направлена по осевой линии ВПП или на север.

Оси связанной системы координат OXYZ (см. рис. 1.3,б) совпадают с осями

эллипсоида инерции ВС. Начало координат помещается в центре масс самолё-

та, ось ОХ направлена по его продольной оси, ось ОУ – по нормальной оси и

лежит в плоскости продольной симметрии ВС, ось ОZ – боковая, лежит в боко-

вой плоскости OXZ.

Скоростная система координат ОХ

(см. рис. 1.3,в), ось ОХ

которой

совмещена с вектором истинной воздушной скорости, необходима для получе-

ния аэродинамических характеристик обтекания ВС, в частности, углов атаки



и скольжения

. Ось OY

лежит в плоскости продольной симметрии, а ось OZ

перпендикулярна плоскости OX

Движение самолёта в пространстве по отношению к выбранной земной си-

стеме координат можно представить состоящим из движения вокруг центра

масс (вращательного) и движения центра масс (поступательного). Так как в

каждом из этих движений самолёт обладает тремя степенями свободы, то в це-

лом он имеет шесть степеней свободы.

Рис. 1.3. Система координат и углы Эйлера:

 земная система координат; б  связанная система координат; в  скоростная система

координат; г

 к образованию углов рысканья, тангажа и крена путем трех последовательных

поворотов; д

 к образованию углов скольжения и атаки

Для определения положения самолёта в пространстве необходимо знать

шесть координат: три линейных и три угловых. Эти шесть координат как функ-

ции времени являются параметрами движения самолёта. Линейные параметры

, Y

, Z

характеризуют положение центра масс самолёта относительно вы-

бранной земной системы координат (см. рис. 1.3,а).

В данном случае по оси ОX

определяется пройденное расстояние по задан-

ной линии пути, по оси ОУ

– высота полёта и по оси ОZ

– боковое уклонение.

Их первые и вторые производные представляют соответственно линейные ско-
рости и ускорения центра масс. Параметры

, ,  характеризуют угловое по-

ложение ВС относительно земной поверхности. Иначе говоря, угловые пара-
метры характеризуют положение связанной с самолётом системы координат
OXYZ относительно земной системы OX

(см. рис. 1.3,г).

Угол

 называется углом рысканья. Это угол между осью ОX

и проекцией ОХ



продольной оси самолёта ОХ на горизонтальную плоскость. Угол



считается по-

ложительным, если продольная ось самолёта повернута влево от линии пути.

Угол



называется углом тангажа. Это угол между продольной осью само-

лёта ОХ и плоскостью горизонта. Он считается положительным, если продоль-
ная ось самолёта повернута вверх от плоскости горизонта.

Угол

 называется углом крена. Он заключен между плоскостью симметрии

самолета XOY и вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось
самолёта. Угол крена считается положительным, если опущено правое крыло и
приподнято левое.

 механическими ударами;
 запыленностью и влажностью атмосферы и т.д.

Технические требования к оборудованию по внешним воздействиям опре-

деляются типом и назначением самолёта, условиями его эксплуатации, типом и

местом размещения силовых установок на самолёте

2. Условия эксплуатации

приборного оборудования, его испытаний регламентируются Нормами лётной

годности самолётов гражданской авиации и Авиационными правилами

3, 4.

На рис. 1.4 приведена схема, позволяющая классифицировать различные

внешние факторы. Из них выделяются две группы: объективные, определяемые
средой, и субъективные, определяемые уровнем обслуживания оборудования.

Среди факторов воздействия, прежде всего, следует выделить климатиче-

ские, механические и субъективные. Влияние последних часто связывают с так
называемым «человеческим фактором».

Как и прочее бортовое оборудование, приборы и системы ПНК должны со-

хранять работоспособность в условиях повышенной и пониженной температур,

циклического и быстрого изменения температуры окружающей среды

5.

Обычно диапазон изменения температуры составляет от –60 до +80

С, что при-

водит к изменению геометрических размеров деталей и физических параметров
материалов. С ростом температуры увеличивается износ трущихся поверхно-
стей, понижается механическая и электрическая прочность.

Понижение давления (до р



350 мм рт. ст. на высоте 6000 м, до р



200 мм рт. ст. на высоте 10 000 м) ухудшает отвод тепла от электрических и

электромеханических узлов приборов, усиливает испарение смазки подшипни-
ков, уменьшает электрическое напряжение пробоя изоляции.

С подъёмом на высоту происходит конденсация влаги, выпадение её в виде ро-

сы, инея, снега, что отрицательно влияет на работу приборного оборудования. При
этом ускоряется коррозия металлов, снижается сопротивление электрической изо-
ляции, возможно заклинивание движущихся элементов с замерзанием конденсата.

Механические воздействия – ускорения, вибрации, удары – могут вызывать-

ся перегрузками от эволюций самолёта, турбулентности атмосферы, ударами
при взлете и посадке, вибрациями от действия аэродинамических сил и работы
двигателя.

Рис. 1.4. Эксплуатационные факторы, воздействующие на приборы и системы ПНК

Факторы, воздействующие на приборы и системы ПНК

Объективные

(среда)

Субъективные

(обслуживание)

Внешние

Внутренние

Климатические

Ионизация

воздуха

Окружающая

среда

Эксплуатацион-

ные

Старение

Износ

Перегрев

Условия хранения

и эксплуатации

Паразитные

связи

Квалификация

обслуживающего

персонала

Уровень

профилактики

и ремонта

Условия

работы

операторов

Радио-

активность

Биологические

Особенности

применения

Режим

работы

Условия

энергопитания

Механические

воздействия

Невесомость

Ускорение

Вибрации

Удары

Температура

Влажность

Давление

Ветер

Осадки

Солнечная

радиация

Пыль,

песок

Низшие

растения,

плесень, грибки

Животные

(насекомые,

грызуны)

Величина перегрузки оценивается в относительных единицах:

Вибрационные воздействия для каждого типа ВС имеют свои диапазоны ча-

стот, уровни виброускорений и спектральные плотности, охватывающие мно-

жество эксплуатационных вибрационных состояний в местах установки прибо-

ров и блоков систем, входящих в состав ПНК. Верхняя частота диапазона виб-

раций для оборудования на самолётах с ТРД достигает 2000 Гц, для оборудова-

ния на самолётах с ТВД – 500 Гц.

Для характеристики интенсивности вибраций используется аналогичное

(1.4) понятие вибрационной перегрузки

, причем для гармонического закона

вибрации:

Величина n

может достигать 1,5 при установке блоков оборудования на

амортизированные основания, 4,0 – при установке на фюзеляже и 10,0 – при

креплении на раме двигателя.

В учебной литературе приведены зоны вибрационных нагрузок, возникаю-

щие на ВС, и их основные характеристики [13].

Кратковременные, но достаточно большие по величине ускорения, свя-

занные с вибрацией и ударами, могут привести к ускоренному износу опор,

осей, подшипников, к нарушению работы подвижных элементов приборов, к

обрывам проводов и нарушению целостности мест пайки, а в целом к потере

способности измерителя сохранять свои функциональные параметры при вы-

полнении полёта.

Поэтому в целях обеспечения безопасности полётов необходимо выполнять

все правила проверок измерительной аппаратуры, контролировать точность и

надёжность показаний.

1.4. Тенденции развития ПНК

В настоящее время повышение точности и надёжности работы бортового

ПНК в целом, отдельных его систем и приборов достигается использованием

новых конструктивных, технологических, структурных и алгоритмических ме-

тодов. Во многом это стало возможным за счёт широкого внедрения в практику

современных лазерных, пьезокерамических и пьезоэлектрических измерителей,

радиоэлектронных изделий и цифровой вычислительной техники в разрабаты-

ваемые и уже эксплуатируемые ПНК.

Построение новых ПНК базируется на использовании следующих основных

принципов:

1. Применение зарезервированных датчиков с цифровым или частотным

выходным сигналом, воспринимающих изменение физических параметров по-

лёта (ускорение, скорость, высота, аэродинамические углы, угловые скорости,

углы ориентации в пространстве и т.д.), в основе которых лежит использование

свойств полупроводников, пьезокерамических, кварцевых, оптоэлектронных и

других чувствительных элементов.

2. Использование микропроцессорных вычислительных устройств в каче-

стве спецвычислителей, производящих обработку избыточных сигналов, по-

ступающих от первичных измерителей информации.

3. Применение линейных либо нелинейных оптимальных алгоритмов об-

работки, составление программ, решающих задачи оптимальной фильтрации и

повышения надёжности отображения полётной информации.

В настоящее время разработаны и эксплуатируются на отечественных ВС

прецизионные комплексы пилотажно-навигационного оборудования следую-

щих типов: «Ольха» на ВС Як-42, «Пижма» на аэробусе Ил-86, «Купол» на ВС

Ил-76 ТД, «Жасмин» на ВС Ту-154 М.

На самолетах нынешнего поколения Ту-204, Ил-96, Ту-334 эксплуатируются

комплексы стандартного цифрового пилотажно-навигационного оборудования

(КСЦПНО).

В табл. 1 приведены пилотажно-навигационные параметры, измеряемые с

целью получения информации о состоянии ВС, показаны диапазоны измерений

и достигнутые точности.

Таблица 1

Сведения о пилотажно-навигационных параметрах полета ВС

Наименование

параметра и

размерность

Обозначен

Диапазон

измерения

Точность

воспроизведения

Полоса

существенных

частот

, Гц

Информационная

производительность

бит

/с

Применяемые изме-

рительные системы

Угловые коор-
динаты, град:

- угол крена



60

0,25

0,4 0,242

Гировертикали, авиа-

горизонты

- угол рысканья

и курса



360

0,25

0,2 0,121

Курсовые системы,

магнитные компасы

- угол тангажа



80

0,25

0,3 0,182

Гировертикали, авиа-

горизонты, курсоверти-

кали, БИНС

Угловые скоро-

сти, град/с:

- скорость крена



0,05

2 1,21

Скоростные гироскопы,

дифференцирующие

устройства

-скорость рыс-

канья



12

0,05

1,2 0,726

-скорость тан-

гажа



12

0,05

1,5 0,91

Продолжение табл. 1

Наименование

параметра и

размерность

Обозначен

Диапазон

измерения

Точность

воспроизведения

Полоса

существенных

частот

, Гц

Информационная

производительность

бит

/с

Применяемые изме-

рительные системы

Угловые уско-

рения,

град/с

Дифференцирующие

устройства

- ускорение крена



0,01

10 6,06

- ускорение

рысканья



0,01

10 6,06

-ускорение тан-

гажа



0,01

10 6,06

Курс, град



360

0,25

0,2 0,121 Курсовые системы

Координаты

центра масс, м:

- высота полета

15000

10

0,01 0,006 Высотомеры, системы

воздушных сигналов

- боковое от-

клонение

200

0,01 0,006

Навигационные системы:

- платформенные

- бесплатформенные

- пройденное

расстояние

200

0,01 0,006

Линейные

скорости, км/ч:

- истинная воз-

душная

1100

1 %

0,05 0,048

Указатели скорости,

системы воздушных

сигналов

- приборная

пр

700

1 %

0,05 0,048

Доплеровский измери-

тель скорости и угла

сноса, вариометры,

навигационные систе-

мы

- путевая

700

0,2 %

0,05 0,048

- вертикальная

H

0,3

1 %

0,06 0,057

- боковая

100

1 %

0,05 0,048

Углы относи-
тельно вектора
скорости, град:

Измерители углов ата-

ки скольжения, Допле-

ровский измеритель

скорости и угла сноса

- угол атаки



25

0,25

0,3 0,287

- угол скольже-

ния



5

0,25

0,2 0,19

- угол сноса



30

0,25

0,05 0,048

Окончание табл. 1

Наименование

параметра и

размерность

Обозначен

Диапазон

измерения

Точность

воспроизведения

Полоса

существенных

частот

, Гц

Информационная

производительность

бит

/с

Применяемые изме-

рительные системы

Линейные уско-
рения по
направлению
осей самолета:

Акселерометры

- продольное

3g

0,05 %

0,2 0,19

- нормальное

5g

0,05 %

0,2 0,19

- боковое

3g

0,05 %

0,2 0,19

Линейные уско-
рения (в
направлении
неподвижных
осей):

Акселерометры

- по оси

4g

0,01 %

0,2 0,19

- по оси

4g

0,01 %

0,2 0,19

- по оси

4g

0,01 %

0,2 0,19

Положение по
отношению к
цели:

Радиолокационные,

оптические и инфра-

красные устройства

- азимут, град

360

0,25

0,2 0,24

- угол места,

град наклонения,
дальность



90

0,25

0,2 0,24

- дальность

0,05 %

0,01 0,006

- превышение

1 %

0,01 0,006

Контрольные вопросы

1. Какие задачи решает бортовая информационно-управляющая система?

2. Перечислите основные пункты алгоритма устранения отклонений ВС от

заданного режима полета?

3. Каков состав стандартного комплекса навигационного и пилотажного

оборудования самолета?

4. Покажите на рисунках направления осей земной, связанной и скоростной

систем координат.

5. Представьте на рисунках три последовательных поворота на углы Эйлера,

совмещающие связанную и земную системы координат, и определите из них

кинематические уравнения для угловых скоростей



6. Представьте картину совмещения скоростной и связанной систем коор-

динат, определите составляющие вектора скорости ВС

7. Дайте краткую характеристику условий эксплуатации ПНК.

8. Приведите выражения, характеризующие перегрузки, возникающие при

маневрировании ВС в полете, а также вибрационные перегрузки.

9. Каковы современные тенденции развития и совершенствования бортовых

ПНК?

2. ЭЛЕМЕНТЫ ВОСПРИЯТИЯ, ИЗМЕРЕНИЯ И ПРЕОБРАЗОВАНИЯ

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЙ ИНФОРМАЦИИ

2.1. Измерители давления на основе упругих

чувствительных элементов

2.1.1. Общие сведения о манометрах

Приборы, предназначенные для измерения давления или разности давлений,

называются манометрами. Манометры в авиации находят широкое применение

для измерения давления воздуха, газов, топлива, масла в силовых установках и

так далее. Кроме того, они составляют основу аэрометрических приборов, в ко-

торых на основе измерения статического давления и полного давления набега-

ющего воздушного потока определяются высотно-скоростные параметры поле-

та (скорость, высота, число Маха).

По роду измеряемого давления различают манометры абсолютного давления,

манометры избыточного давления, дифференциальные манометры, вакуумметры,

мановакуумметры. В отдельную группу выделяют барометры, предназначен-

ные для измерения атмосферного давления.

В зависимости от метода измерений, положенного в основу принципа дей-

ствия, манометры делятся на механические, электромеханические и электриче-

ские. В свою очередь, в каждой из этих групп манометры дополнительно клас-

сифицируются в соответствии с используемым чувствительным элементом (ЧЭ).

К механическим манометрам относятся жидкостные, грузопоршневые и де-

формационные манометры. В жидкостных манометрах измеряемое давление

уравновешивается весом столба жидкости, а в грузопоршневых – давлением,

создаваемым калиброванными грузами, помещенными на поршень. Жидкост-

ные и поршневые манометры широко применяются в лабораториях, но к ис-

пользованию на воздушных судах они не пригодны из-за влияния на их показа-

ния наклонов и ускорений.

В деформационных манометрах измеряемое давление определяется по ве-

личине деформации упругого ЧЭ, которая с помощью передаточно-

множительного механизма преобразуется в перемещение стрелки указателя. В

зависимости от типа ЧЭ деформационные манометры подразделяются на труб-

чато-пружинные, мембранные и сильфонные. Данный тип манометров нашел

широкое применение на воздушных судах.

К электромеханическим манометрам относятся манометры, в которых де-

формация упругого ЧЭ преобразуется в изменение электрической величины

(обычно R, L или C). Такие манометры являются дистанционными. Они нашли

широкое применение на воздушных судах вследствие удобства передачи к по-

требителям электрических сигналов, пропорциональных измеряемому давлению.

В электрических манометрах, как и в электромеханических, происходит

преобразование измеряемого давления в электрический сигнал. Отличие за-

ключается в том, что здесь непосредственно используется зависимость физиче-

ских свойств ЧЭ от приложенного давления, то есть преобразование происхо-

дит без применения передаточно-множительного механизма. К ним относятся

манометры сопротивления (тензорезисторы), в которых давление определяется

значением измеряемого сопротивления; ионизационные манометры, в которых

давление определяется по значению ионного тока в контролируемой среде;

тепловые манометры, в которых используется зависимость теплопроводности

газа от его давления.

Особую разновидность манометров составляют манометры с электрическим

частотным преобразователем, выдающим сигнал как функцию частоты колеба-

ний резонатора, на который воздействует давление среды. К манометрам отно-

сятся также сигнализаторы давления, предназначенные для сигнализации до-

стижения заданной величины давления или отношения двух давлений.

2.1.2. Механические манометры

Деформационные механические манометры предназначены для измерения

давления жидкостей и газов. Их принцип действия основан на зависимости

величины деформации упругого ЧЭ от измеряемого давления жидкой или газо-

образной среды. В качестве упругих ЧЭ в механических манометрах применя-

ются мембраны и мембранные коробки, сильфоны и трубчатые пружины.

Мембраны представляют собой тонкую пластину, закрепленную по наруж-

ному контуру и способную существенно прогибаться под воздействием измеря-

емого давления (или разности давлений). Форма профиля мембраны, ее толщи-

на и модуль упругости определяют зависимость величины прогиба мембраны

от измеряемого давления.

Если две одинаковые мембраны жестко соединить друг с другом по внеш-

нему контуру с помощью сварки или пайки, то получится мембранная (мано-

метрическая) коробка. При подаче во внутреннюю полость коробки давления

по ее деформации можно определить величину давления относительно давле-

ния снаружи коробки. Если из коробки откачать воздух и запаять входное от-

верстие, то получится анероидная коробка, предназначенная для измерения аб-

солютного давления среды, в которую она помещена.

Сильфоны представляют собой тонкостенную гофрированную трубку. Если

один конец сильфона запаять, а через другой подавать во внутреннюю полость

давление, то по деформации сильфона можно определить величину измеряемо-

го давления.

Трубчатая пружина представляет собой тонкостенную изогнутую трубку,

запаянную с одного конца. Через другой конец во внутреннюю полость подает-

ся давление, в результате чего трубчатая пружина начинает распрямляться.

Свободный (запаянный) конец в результате этого перемещается, величина пе-

ремещения зависит от измеряемого давления.

На рис. 2.1 приведены упрощенные схемы механических деформационных

манометров с различными чувствительными элементами. Если давление р

от-

личается от давления р

, то возникает деформация упругого чувствительного

элемента 1. С помощью передаточно-множительного механизма 2 небольшие

по величине деформации ЧЭ усиливаются и передаются стрелке указателя 3,

которая перемещается относительно предварительно отградуированной шкалы.

Рис. 2.1. Принципиальные схемы механических деформационных

манометров с различными ЧЭ:

а – с мембранной коробкой; б – с сильфоном; в – с трубчатой пружиной

На воздушных судах применяются механические манометры типа МВ, МГ,

МК  (вторая  буква  означает  воздушные,  гидравлические,  кислородные),  М2А
(двухстрелочные)  и  НТМ  (недистанционные  теплостойкие).  В  манометрах
НТМ в качестве ЧЭ используется мембрана, в остальных – трубчатая пружина.
Различные  типы  механических  манометров  обладают  разными  диапазонами
измерения давления. В целом они перекрывают диапазон от 0 до 60 МПа.

Как и любые измерительные приборы, деформационные манометры имеют

методическую и инструментальную погрешности. Методическая погрешность в
манометрах избыточного давления возникает в том случае, если абсолютное

давление окружающей среды меняется. В процессе измерения давления важно,
чтобы к манометру подводилось давление, окружающее контролируемый агрегат.

Что касается инструментальных погрешностей деформационных механиче-

ских манометров, то они включают в себя несколько составляющих:

1) шкаловая погрешность, причиной появления которой является непол-

ное соответствие шкалы прибора его градуировке. Для стандартной шкалы
причиной шкаловой погрешности является неточная регулировка механизма
манометра под шкалу;

2) погрешность, вызванная трением в подвижных частях передаточно-

множительного механизма. При вибрации воздушного судна в полете данная
погрешность уменьшается;

3) погрешности, вызванные люфтами и неточной балансировкой подвиж-

ных частей;

4) в случае длительного использования манометра может возникать по-

грешность, вызванная гистерезисом чувствительного элемента;

Примечание.

Все эти составляющие инструментальной погрешности кон-

структивными мерами можно свести до допустимых значений

5) важной составляющей является температурная погрешность, причиной

появления которой является изменение упругих свойств ЧЭ с температурой. С
помощью специальных термокомпенсаторов эта составляющая погрешности
может быть также снижена до допустимых значений.

2.1.3. Электромеханические манометры

Использование трубопроводов, соединяющих механические деформацион-

ные манометры с расположенным на расстоянии объектом контроля, снижает
эксплуатационную надежность вследствие возможного нарушения герметично-
сти трубопровода, а также приводит к запаздыванию показаний при измерениях.
Этого недостатка лишены электромеханические манометры, в которых сигналы
с преобразователей давления (датчиков), установленных непосредственно на
контролируемых объектах, с помощью дистанционной передачи поступают на
указатели, установленные обычно на приборной доске.

Отличие электромеханического преобразователя давления от механического

деформационного манометра заключается в том, что деформация ЧЭ преобра-

зуется не в перемещение стрелки указателя, а в изменение электрической ве-

личины (R, L или C). В используемых на воздушных судах электромеханиче-

ских манометрах обычно используются датчики потенциометрического и ин-

дуктивного типов. Наибольшее распространение получили манометры типа

ЭДМУ, ЭМ, ЭДММ, ДИМ, ИКГ, МИ. В манометрах ЭДМУ, ЭМ и ЭДММ при-

меняются потенциометрические преобразователи, в остальных – индуктивные.

В качестве указателей обычно используют логометры. Рассмотрим наиболее

распространенные типы электромеханических манометров.

Рис. 2.2. Принципиальная схема электромеханического дистанционного манометра ЭДМУ

На рис. 2.2 приведена принципиальная схема манометра типа ЭДМУ (уни-

фицированного электромеханического дистанционного манометра). Измеряе-

мое давление р поступает внутрь упругого ЧЭ, деформация которого посред-

ством передаточно-множительного механизма передается щетке потенциометра

П. Сопротивления R

и R

образуют два переменных плеча моста Андерсона.

Два других плеча составляют резисторы R

. Катушки логометра L

и L

вместе с резистором R

образуют диагональ моста (резистор R

необходим для

выравнивания сопротивлений катушек). В полудиагональ моста включены

резисторы R

и R

, предназначенные для компенсации температурной погреш-

ности, возникающей из-за изменения сопротивления катушек логометра с тем-

пературой. Резистор R

изготовлен из меди, а резистор R

из константана, что

обеспечивает нужный температурный коэффициент сопротивления термоком-

пенсирующих резисторов.

Токи, протекающие по виткам катушек логометра, создают магнитные

поля, которые воздействуют на постоянный магнит Е

, связанный со стрел-

кой указателя. При отсутствии деформации ЧЭ (давления внутри мембран-

ной коробки и снаружи одинаковы) мост сбалансирован и через катушки про-

текают одинаковые токи, в результате чего стрелка указателя устанавливается в

нулевое положение. При возникновении деформации ЧЭ и перемещении щетки

потенциометра мост разбалансирован и через катушки логометра L

и L

будут

протекать разные токи, в результате чего стрелка указателя отклонится от нуле-

вого положения на угол, пропорциональный измеряемому давлению. Магнит Е

служит для возврата стрелки указателя в нулевое положение при отключении

питания. Погрешность измерения такого манометра составляет примерно ± 4 %.

В электрических дистанционных индуктивных манометрах ДИМ использу-

ют  индуктивные  преобразователи  давления.
Их  преимуществом  является  отсутствие  пе-
редаточно-множительного  механизма  и  тру-
щихся  частей,  что  значительно  повышает
надежность  и  устойчивость  манометров  к
вибрациям. Диапазон измеряемых давлений –
0,03…30  МПа,  а  погрешность  при  нормаль-
ных условиях не превышает ± 4 %.

Принципиальная схема манометра типа

ДИМ приведена на рис. 2.3. В качестве указа-
теля  используется  магнитоэлектрический
двухкатушечный  логометр  с  подвижным
магнитом,  аналогичный  тому,  что  использу-

ется в манометрах типа ЭДМУ. Два плеча мостовой схемы образуют катушки
L

и L

, двумя другими плечами являются резисторы R

и R

. Резисторы R

и R

служат для температурной компенсации погрешности, возникающей из-за
изменения сопротивления катушек с температурой. Так как схема питается пе-

Рис. 2.3. Принципиальная схема

манометра типа ДИМ

ременным током, а логометр работает на постоянном токе, для выпрямления
тока в схему введены два выпрямительных диода.

Деформация упругого чувствительного элемента 1 через шток 2 передается

якорю 3, который изменяет величину воздушных зазоров магнитных цепей ка-

тушек L

и L

, что соответственно изменяет индуктивности катушек (у одной

увеличивается, а у другой уменьшается, или наоборот). Это приводит к разба-

лансу моста и повороту стрелки указателя на угол, пропорциональный измеря-

емому давлению.

Манометры типа МИ имеют такой же преобразователь давления, что и мано-

метры типа ДИМ, но в них использован другой тип указателя, а именно, ферроди-

намический логометр. Погрешность измерения у них несколько ниже, чем у ма-

нометров типа ДИМ (около ± 3 %). Модификацией индуктивных дистанционных

манометров являются индикаторы комбинированные гидрогазовой системы

ИКГ. Электрические схемы аналогичны схемам манометров типа ДИМ, а пре-

образователи давления имеют незначительные конструктивные отличия. Суще-

ственно отличается шкала указателя, которая выполнена вертикально. Погреш-

ность измерений примерно в два раза ниже, чем у манометров типа ДИМ.

Погрешности электромеханических манометров включают в себя погрешно-

сти механических манометров, рассмотренные выше, к которым добавляются

погрешности электрических элементов прибора. Так к инструментальным по-

грешностям механических элементов добавляется погрешность от наличия си-

лы трения в потенциометрическом преобразователе. Температура влияет не

только на упругие свойства ЧЭ, но и на параметры элементов схемы, например,

сопротивления резисторов. Для снижения этой погрешности используют диф-

ференциальные электрические преобразователи давления, а также включаемые

в электрическую схему специальные резисторы – термокомпенсаторы.

Дополнительная методическая погрешность появляется при изменении

напряжения питания электромеханического манометра. В этом случае из-за нали-

чия поля неподвижного магнита Е

(см. рис. 2.2) меняется направление резуль-

тирующего вектора магнитного поля, по которому устанавливается подвижный

магнит со стрелкой. Поэтому необходимо стабилизировать напряжение питания

манометра, а неподвижный магнит должен создавать слабое поле, достаточное

лишь для возвращения стрелки в нулевое положение.

2.1.4. Частотные преобразователи давления

В частотных преобразователях давления изменение измеряемого давления

(или разности давлений) вызывает изменение частоты колебаний ЧЭ, в качестве

которых используются натянутая струна, тонкостенный цилиндрический резо-

натор и тому подобные элементы. Изменение частоты колебаний ЧЭ приводит

к изменению частоты выходного сигнала преобразователя. Частотные преобра-

зователи обладают преимуществом перед рассмотренными выше электромеха-

ническими преобразователями давления, потому что частота сигнала практически

не изменяется при его усилении и передаче по линиям связи от преобразователя

к потребителям или соответствующим указателям. Данный способ преобразо-

вания положен в основу работы генераторных датчиков давления типа ДДГ, ко-

торые, в частности, используются в цифровых системах воздушных сигналов,

предназначенных для измерения высотно-скоростных параметров полета и вы-

дачи результатов измерения потребителям.

Принцип действия струнного преобразователя поясняется схемой, представ-

ленной на рис. 2.4,а. В нем имеется струна 1, которая крепится одним концом к

жесткому центру 2 мембраны 3, а другим концом – к неподвижному зажиму 5.

С помощью специального электромагнитного возбудителя 4, представляющего

собой электромагнит, возбуждаются механические колебания струны, частота f

которых зависит от силы натяжения струны F:

Измеряемое давление вызывает прогиб мембраны, изменение силы натяже-

ния струны и, соответственно, частоты ее колебаний. Специальный датчик (на

рисунке не показан) преобразует механические колебания в электрический сигнал,

который через фазосдвигатель поступает на возбудитель колебаний. Тем самым

реализуется автоколебательный режим, при котором частота автоколебаний

совпадает с частотой собственных колебаний. Возможно также использование

режима затухающих колебаний, которые возбуждаются однократным электри-

ческим импульсом, поступающим на вход возбудителя.

Рис. 2.4. Частотные преобразователи давления:

а – с ЧЭ в виде струны; б – с ЧЭ в виде тонкостенного цилиндра; в – схема деформаций се-
чения тонкостенного цилиндра

Принцип действия частотного преобразователя с тонкостенным цилиндри-

ческим резонатором поясняется схемой, представленной на рис. 2.4,б и в. В нем

чувствительным элементом является упругая цилиндрическая трубка 1, разде-

ляющая внутренний объем корпуса 4 на две герметичные полости П

и П

. В

полость П

подается давление р

, а в полость П

– давление р

. При этом на

трубку 1 действует разность давлений р

= р

– р

. Для возбуждения колебаний

трубки используется электромагнит 3, силы притяжения которого деформиру-

ют трубку в поперечном направлении (см. рис. 2.4,в). При подаче в обмотку

электромагнита электрического тока круглое поперечное сечение А

преобразу-

ется в сечение А

овальной формы, а после отключения тока – в сечение А

обратно. При этом возникают поперечные колебания цилиндра, частота кото-

рых зависит от действующего на трубку избыточного давления р

Частота колебаний трубки измеряется с помощью индуктивного преобразо-

вателя 2, сердечник которого повернут на 90° по отношению к сердечнику
электромагнита 3.

В настоящее время в авиации начинают активно использоваться микроме-

ханические вибрационно-частотные датчики давления, изготовленные на кри-
сталле кремния, в которых прогиб кремниевой мембраны вызывает изменение
частоты колебаний резонатора. Достоинством таких датчиков давления являет-
ся отсутствие гистерезиса ЧЭ и низкий коэффициент внутреннего трения, что
позволяет получить высокую добротность колебательной системы. Датчики та-
кого типа обладают отличными метрологическими характеристиками и массо-
габаритными параметрами.

2.2. Измерители температуры

2.2.1. Общие сведения о термометрах и особенности измерения

температуры газового потока

Приборы, предназначенные для измерения температуры, называются тер-

мометрами. Они применяются на воздушных судах для получения информации
о тепловых режимах работы двигателя, о работе системы терморегулирования и
вентиляции,  а  также  для  определения  температуры  наружного  воздуха    и  воз-
духа в различных отсеках воздушного судна. Диапазоны измерения температу-
ры  во  всех  этих  случаях  отличаются  большим  разнообразием.  Например,  при
измерении  температуры  газов  в  газотурбинных  двигателях – до 1500 °С,
температуры  масла – от –50 до 150 °С,  температуры  наружного  воздуха –
±60 °С. Решить все эти задачи, используя один тип термометров невозможно.

По методу измерения температуры и принципу действия ЧЭ выделяют элек-

трические термометры сопротивления, термоэлектрические термометры, тер-

мометры расширения (жидкостные, дилатометрические, биметаллические), пи-

рометры. В термометрах сопротивления используется свойство металлов и

полупроводников изменять свое сопротивление в зависимости от их температуры.

Термоэлектрические термометры основаны на явлении возникновения термоЭДС

при нагреве участка контакта двух разнородных проводников и зависимости ве-

личины термоЭДС от температуры контакта. В термометрах расширения исполь-

зуется зависимость от температуры удельного объема жидкости (жидкостные

термометры) или твердого тела (дилатометрические термометры), а также изме-

нение формы биметаллической пластины при изменении ее температуры. В пиро-

метрах используется зависимость параметров теплового излучения нагретого тела

от его температуры. Наиболее широкое применение в авиации нашли первые два

типа термометров, два последних типа практически не применяются.

Процесс измерения температуры в общем случае предусматривает сопри-

косновение ЧЭ термометра с измеряемой средой. В результате возникающего

теплообмена между средой и ЧЭ температура последнего приближается к тем-

пературе среды. При установившемся режиме температура ЧЭ, как правило,

отличается от температуры среды, то есть из-

мерение температуры всегда сопровождается

систематической методической погрешностью,

которая зависит от состояния среды и поверх-

ности ЧЭ, от его конструкции и размеров, теп-

лопроводности и теплоотдачи.

При измерении температуры газов, движу-

щихся с большими скоростями, возникают по-

грешности, обусловленные торможением пото-

ка в зоне датчика и переходом при этом кине-

тической энергии газа в тепловую. В результате температура последнего будет

выше статической температуры газа. На рис. 2.5 представлена зависимость из-

быточной температуры ΔТ от скорости набегающего потока газа. Из графика

видно, что заметное отличие статической температуры от температуры, изме-

Рис. 2.5. График зависимости

избыточной температуры

T

от скорости потока газа

ряемой термометром, помещенным в газовый поток, проявляется лишь при

скоростях, превышающих 100 м/с.

Для уменьшения влияния скорости потока на результат измерения темпера-

туры стремятся или стабилизировать скорость газа, или существенно понизить

ее в зоне расположения термочувствительного преобразователя.

В первом случае термочувствительный преобразователь R

(никелевая про-

волока, намотанная на медный цилиндр) помещается в узкое сечение сопла Ла-

валя (рис. 2.6,а). При скорости полета самолета, соответствующей числу Маха

М ≥ 0,4, в узком сечении сопла устанавливается критический режим, при кото-

ром скорость течения воздуха примерно равна местной скорости звука в возду-

хе. Это дает возможность по измеренной температуре термочувствительного

Рис. 2.6. Приемники температуры газового потока:

а – с соплом Лаваля; б – с камерой торможения

В другом случае термочувствительный преобразователь (обычно термопара)

помещается в камеру торможения (см. рис.2.6,б). Камера торможения представля-
ет  собой жаропрочный  корпус  1, внутри  которого  с помощью  термоизолятора  5
закреплена  термопара  4.  Корпус  имеет  одно  отверстие  малого  диаметра  и  одно
или два отверстия большого диаметра. Набегающий газовый поток входит в камеру
через отверстие 2 большого диаметра, тормозится там, медленно обтекая термо-
пару, и  выдавливается через отверстие 3 малого диаметра.

где r – коэффициент торможения, равный 0,92 – 0,96 при соотношении площа-
дей входного и выходного отверстий не менее 5.

2.2.2. Термометры сопротивления

Электрические термометры сопротивления применяют на воздушных судах

для измерения температуры масла и воздуха внутри и снаружи кабины. Прин-

цип действия этих термометров основан на зависимости сопротивления метал-

лов и полупроводников от их температуры.

Для металлических проводников зависимость электрического сопротивле-

ния от температуры в небольшом диапазоне изменения температуры линейна и

описывается выражением

)

(











где R

– сопротивление при температуре 0 °С; α – температурный коэффициент

сопротивления (ТКС); Δt – приращение температуры.

Основными металлами при изготовлении термометров сопротивления яв-

ляются медь, никель, железо и платина, имеющие большое значение ТКС. Для

меди ТКС равен 0,004 К

-1

, для железа и никеля значение ТКС равно 0,006 К

-1

Важно при этом, чтобы металлы были чистые, так как наличие примесей при-

водит к снижению ТКС. Медные терморезисторы применяют для измерения

температур до 150 °С, так как при более высоких температурах медь окисляет-

ся. Этот же недостаток присущ и железу. Поэтому в термометрах сопротивле-

ния наиболее широкое применение нашли ЧЭ из никелевой проволоки, позво-

ляющие измерять температуру газов и жидкостей в диапазоне –70…+150 °С. По-

грешность измерения таких термометров, как правило, не превышает ± 3 %.

Для более точного измерения температуры в диапазоне до 1000 °С используют

платиновые термометры сопротивления.

Для полупроводниковых терморезисторов характерна нелинейная зависи-

мость сопротивления от температуры, описываемая выражением

где А и В – коэффициенты, зависящие от материала полупроводника и его гео-

метрии.

У полупроводниковых терморезисторов ТКС отрицателен и существенно

меняется с температурой. Так при температуре 20 °С он по абсолютной вели-

чине на порядок выше, чем у металлических терморезисторов. Пределы изме-

рения у них обычно 0…+120 °С, погрешность при нормальных условиях в ра-

бочем диапазоне не превышает ± 2 °С. Такие терморезисторы в основном ис-

пользуются в системах регулирования температуры.

В авиации нашли применение несколько типов термометров: термометры

унифицированные электрические (ТУЭ) и индикаторы температуры (ИТ), в ко-

торых в качестве термочувствительных элементов используются металлические

терморезисторы, а также термометры типа ТП с полупроводниковым термо-

преобразователем.

В комплект любого авиационного термометра кроме приемника температу-

ры (термопреобразователя) входит также показывающий прибор (указатель). В

качестве указателя обычно используются магнитоэлектрические логометры с

неподвижными катушками и подвижным постоянным магнитом. Схема такого

логометра аналогична той, что используется в электромеханических маномет-

рах типа ЭДМУ и ДИМ (см. рис. 2.2).

2.2.3. Термоэлектрические термометры

Термоэлектрические термометры на воздушных судах используются в ос-

новном для измерения температуры отдельных частей силовых установок и га-

зовых потоков, выходящих из реактивного сопла двигателя. Принцип действия

таких термометров основан на эффекте возникновения термоЭДС в области кон-

такта двух проводников из разнородных материалов при наличии разности

температур в месте соединения проводников и их свободных концов. Такая цепь,

составленная из двух разнородных проводников, называется термопарой. Контакт

термопары, который помещается в контролируемую среду и который служит для

измерения ее температуры, называется горячим спаем. Второй свободный контакт,

температура которого практически не меняется, называется холодным спаем.

Значение возникающей в термопаре ЭДС зависит от разности температур

горячего и холодного спая, а также от материалов, из которых изготовлена тер-

мопара. В авиации широкое применение нашли термоэлектрические преобразо-

ватели, изготовленные из различных сплавов, например, из хромеля-копеля,

хромеля-алюмеля и ряда других никель-кобальтовых и никель-железных спла-

вов. Почти все они отличаются линейной зависимостью термоЭДС от темпера-

туры в широком диапазоне (до 1000 °С и выше).

Таким образом, если поддерживать температуру холодного конца постоян-

ной, то, измеряя термоЭДС, можно определить температуру объекта, с которым

контактирует горячий спай термопары. В действительности температура хо-

лодного спая не остается постоянной, что приводит к появлению погрешности

измерений. Для ее уменьшения обычно в схему прибора включают терморези-

стор. Для измерения термоЭДС и ее индикации в термоэлектрических термо-

метрах применяют магнитоэлектрический гальванометр, схема которого приве-

дена на рис. 2.7.

Рис. 2.7. Схема термоэлектрического термометра:

1 – термопара; 2 – рамка с током; 3 – постоянный магнит; 4 – противодействующая пружи-
на; 5 – стрелка указателя; 6 – шкала; R

вн

– соответственно сопротивление

самой термопары, сопротивление проводов, добавочное сопротивление, термосопротивле-
ние для компенсации температурной погрешности и сопротивление рамки

В результате взаимодействия электрического тока, протекающего через

рамку, с магнитным полем возникает момент сил, стремящийся повернуть рамку
таким образом, чтобы ее витки располагались перпендикулярно силовым лини-
ям магнитного поля. Этому препятствует пара пружин, создающих противодей-
ствующий момент. В результате рамка поворачивается на некоторый угол α,
пропорциональный протекающему через рамку току, который, в свою очередь,
пропорционален разности термоЭДС ε(Т

) и ε(Т

), возникающих на горячем и

холодном спае:

)

(

)

(

вн















где В – магнитная индукция; с – коэффициент жесткости пружин; k – коэффи-
циент, зависящий от конструкции прибора.

По своему назначению авиационные термоэлектрические термометры

делятся на три группы.

К первой группе относятся термометры типа ТЦТ, предназначенные для

измерения температуры головок цилиндров поршневых двигателей и других
твердых тел.

Ко второй группе относятся термометры типа ТВГ, ИТГ и ТСТ, предназна-

ченные для измерения температуры выходящих газов турбовинтовых и турбо-
реактивных двигателей. В этих термометрах термопары помещают в жаропроч-
ный корпус с камерой торможения, равномерно размещают по периметру сопла
и соединяют последовательно в одну термобатарею. Это позволяет получить
суммарную термоЭДС, пропорциональную среднему значению температуры
выходящих газов.

В третью группу объединяются измерительные системы типа ИТ и ИА,

предназначенные для измерения температуры газов, выходящих из реактивного
сопла двигателя и турбин низкого и высокого давления. Термометры этой
группы более совершенны по своей конструкции. В них термопреобразователи
имеют две комбинации параллельно или параллельно-последовательно соеди-
ненных термопар, при этом одна группа используется непосредственно для из-
мерения температуры, а другая – в качестве датчика регулятора температуры.

Всем термометрам присущ ряд погрешностей, среди которых можно выде-

лить температурную методическую погрешность, возникающую из-за того, что

температура термопреобразователя не совпадает с температурой контролируе-

мой среды. Эта погрешность зависит от размеров, формы и материала термо-

преобразователя, от условий и способа передачи тепла, от степени заторможен-

ности газового потока.

Кроме того, все термометры имеют динамическую погрешность, обуслов-

ленную запаздыванием показаний. Эта погрешность характеризуется постоян-

ной времени τ термометра, которая обычно не превышает нескольких секунд.

В термометрах сопротивления методическая погрешность возникает из-за

дополнительного нагрева терморезистора, вызванного протекающим по нему

током. Изменение напряжения питания также приводит к дополнительной по-

грешности. Для магнитоэлектрических логометров она существенна при коле-

баниях напряжения более ± 10 %.

В термоэлектрических термометрах методическая погрешность возникает

из-за изменения температуры холодного спая, а также появления паразитных

термоЭДС в местах соединения проводников из разнородных материалов. Для

компенсации влияния температуры холодного спая используют биметалличе-

ские корректоры, которые, деформируясь, закручивают или раскручивают про-

тиводействующие пружины гальванометра.

Кроме перечисленных выше методических погрешностей имеются и ин-

струментальные погрешности, вызванные наличием трения, гистерезисом пру-

жин, небалансом подвижной части указателя и так далее.

2.3. Тахометрические измерители частоты вращения

2.3.1. Общие сведения о тахометрах

Важным параметром режима работы авиационного двигателя является ча-

стота вращения вала его винта, компрессора или турбины. Этот параметр ха-
рактеризует не только техническое состояние двигателя, но, главным обра-

зом, режим его работы. От него существенно зависит тяга (мощность), развива-
емая двигателем. Поэтому частота вращения вала должна измеряться с доста-
точно высокой точностью (на уровне 0,5 – 1,0 %).

Приборы, предназначенные для измерения частоты вращения, называются

тахометрами, а соответствующие датчики с электрическим выходным сигналом –
тахогенераторами. По принципу действия можно выделить тахометры центро-
бежные, генераторные, магнитоиндукционные и частотно-импульсные. В цен-
тробежных тахометрах используется зависимость центробежных сил инерции
вращающихся масс от частоты вращения вала. В них центробежные силы инер-
ции уравновешиваются силой, возникающей при деформации пружины.

Генераторные тахометры основаны на зависимости величины генерируемо-

го в обмотках напряжения постоянного или переменного тока от частоты вра-
щения индуктора, связанного с валом.

Магнитоиндукционные тахометры основаны на взаимодействии магнитного

поля, вращающегося с измеряемой угловой скоростью, с полем вихревых токов,
наводимых при этом в ЧЭ, в качестве которого выступают проводящие диск
или цилиндр.

В частотно-импульсных тахометрах используется зависимость частоты пе-

ременного напряжения, возникающего в синхронном генераторе, ротор которо-
го жестко связан с вращающимся объектом, от частоты его вращения. Возмож-
но применение вместо синхронного генератора фотоэлектрических, индукци-
онных и других преобразователей для формирования последовательности элек-
трических импульсов.

В авиации наибольшее распространение получили магнитоиндукционные

тахометры, тахогенераторы постоянного и переменного тока и частотно-
импульсные датчики частоты вращения.

2.3.2. Магнитоиндукционные тахометры

Принцип действия магнитоиндукционного тахометра поясняет кинематиче-

ская схема, представленная на рис. 2.8. Тахометры этого типа содержат ЧЭ,
обычно изготавливаемый из электропроводящего полого цилиндра (рис. 2.8,а)

или из диска (рис. 2.8,б). Чувствительный элемент 1 расположен вблизи маг-
нита 2 (см. рис. 2.8,а) либо в зазоре между цилиндрическими магнитами 2 (см.
рис. 2.8,б). Магниты закреплены на валу, жестко соединенном с вращающимся
валом объекта измерений. Чувствительные элементы (диск или цилиндр) и
магниты закреплены на двух разных самостоятельных осях.

Рис. 2.8. Кинематическая схема магниточувствительного тахометра:

а – с полым цилиндром; б – с диском

При вращении магнитов с угловой скоростью ω в ЧЭ индуцируются вихре-

вые токи, которые, взаимодействуя с магнитным полем, создают вращающий

момент М

вр

, пропорциональный угловой скорости объекта. В результате этого

ЧЭ стремится повернуться вслед за магнитом, но этому препятствует спираль-

ная пружина 3, создающая противодействующий момент М

пр

, пропорциональ-

ный углу закручивания φ. При постоянной скорости вращения ω ЧЭ повернется

на такой угол φ, при котором будет выполняться равенство моментов М

вр

пр

. Как показывают расчеты, угол поворота ЧЭ, индицируемый стрелкой 4 на

шкале 5, определяется выражением













где k – константа, определяемая конструкцией прибора, то есть размерами и

типом ЧЭ, его расположением относительно магнитов; В – магнитная индук-

ция в рабочем зазоре; ρ – удельное сопротивление материала ЧЭ; Е – модуль

упругости материала пружины.

Представленные на рис. 2.8 тахометры обладают одним существенным не-

достатком, а именно, они не являются дистанционными, то есть указатель

должен располагаться вблизи объекта измерений. Этого недостатка лишены

дистанционные магнитоиндукционные тахометры, в комплект которых входят дат-

чик и указатель с механизмом измерения. Для передачи вращения вала объекта

валу механизма измерения указателя используется дистанционная синхронная

передача, состоящая из синхронного трехфазного генератора, линии связи и

синхронного двигателя.

В авиации нашли применение дистанционные магнитоиндукционные тахо-

метры типа ТЭ со шкалой, проградуированной в оборотах в минуту, и типа

ИТЭ со шкалой, проградуированной в процентах от максимальной частоты

вращения вала объекта. Конструктивно оба типа тахометров незначительно от-

личаются друг от друга. На рис. 2.9 представлена кинематическая схема тахо-

метра ИТЭ-1.

Рис. 2.9. Кинематическая схема тахометра ИТЭ-1

Тахометр ИТЭ-1 работает следующим образом. Вращение объекта с угловой

скоростью ω передается ротору-магниту 1 синхронного генератора, который,

вращаясь, индуцирует в статорных обмотках генератора 2 переменное напря-

жение. Напряжение по трехпроводной линии связи поступает на статорную об-

мотку синхронного двигателя 5, что вызывает вращение ротора, состоящего из

двух крестообразных магнитов 3 и трех гистерезисных дисков 4. Последние

обеспечивают устойчивый асинхронный запуск двигателя при быстром изме-

нении частоты вращения объекта.

Вместе с ротором вращаются два диска с впрессованными в них цилин-

дрическими магнитами 7. Создающееся при этом вращающееся магнитное

поле индуцирует вихревые токи в электропроводящем диске 6, закрепленном

на другой независимой оси. На этой же оси закреплена и стрелка указателя 10.

Взаимодействие вращающегося магнитного поля с вихревыми токами создает

вращающий момент М

вр

, который компенсируется противодействующим мо-

ментом М

пр

, созданным пружиной 8. В результате чувствительный элемент по-

вернется на некоторый угол, определяемый условием равенства моментов М

вр

и М

пр

. Вместе с ним повернется и стрелка указателя 10. Закрепленный на оси ука-

зателя алюминиевый диск 9 служит для демпфирования ее колебаний. При резких

изменениях частоты вращения в диске индуцируются вихревые токи, магнитное

поле которых, взаимодействуя с полем неподвижных постоянных магнитов, со-

здает тормозной момент и успокаивает подвижную часть указателя.

Погрешность тахометров типа ИТЭ не превышает ±0,5 % в рабочем диапа-

зоне измерений 60…100 % и ±1 % в остальных диапазонах измерений.

2.3.3. Частотно-импульсные тахометры

Принцип действия частотно-импульсных тахометров основан на измерении

частоты переменного напряжения, индуцируемого в датчике, в результате вра-

щения вблизи торца датчика индуктора,

связанного с осью вращающегося объек-

та. Датчик (рис. 2.10) включает в себя

измерительную обмотку 1, внутри кото-

рой расположен постоянный магнит 2.

Индуктор 3 представляет собой враща-

ющийся диск с зубьями, которые, прохо-

дя вблизи измерительной обмотки дат-

чика, изменяют магнитное сопротивление цепи, что приводит к появлению на

концах обмотки электрических импульсов, частота следования которых про-

порциональна частоте вращения индуктора. Такой принцип действия реализо-

ван в датчиках частоты вращения типа ДЧВ-2500 и ДТА-10Е.

Рис. 2.10. Частотно-импульсный датчик

Зависимость частоты следования импульсов от частоты вращения индуктора

определяется выражением:





где f – частота следования импульсов, Гц; z – число зубьев индуктора; n – ча-

стота вращения индуктора, об/мин.

К частотно-импульсным тахометрам относится и тахометрическая аппара-

тура ТА-6А (рис. 2.11), работа которой основана на преобразовании частоты

сигнала датчика типа ДТЭ в пропорциональное ей напряжение постоянного то-

ка и измерении этого напряжения автокомпенсационным способом.

Рис. 2.11. Структурная схема тахометрической аппаратуры ТА-6А

Тахометрическая аппаратура ТА-6А состоит из двухканального преобразо-

вателя 2ПТА-6, работающего от двух датчиков оборотов ДТЭ-1, и измерителя

ИТАП-6. Аппаратура работает следующим образом. Сигнал с датчика поступа-

ет на вход преобразователя частоты ПЧ, формирующего на выходе напряжение

постоянного тока, величина которого пропорциональна частоте входного сиг-

нала. Модулятор Мод преобразует постоянное напряжение в переменное с ча-

стотой 400 Гц, которое усиливается дифференциальным усилителем У и посту-

пает на управляющие обмотки двигателя-генератора М-Г. Двигатель перемеща-

ет щетку потенциометра П, напряжение с которой поступает на второй вход

модулятора. Перемещение щетки потенциометра будет происходить до тех пор,

пока напряжения на обоих входах модулятора не станут равными. Одновре-

менно со щеткой двигатель через редуктор Р и ленто-протяжный механизм

ЛПМ перемещает ленту указателя. Отсчет показаний частоты осуществляется

по положению черно-белой границы ленты относительно шкалы указателя.

Напряжение с выхода генератора поступает на второй вход дифференциального

усилителя, что позволяет демпфировать колебания щетки потенциометра и лен-

ты указателя.

2.4. Инерциальные измерители линейных ускорений

Приборы и датчики ускорений применяются в пилотажных и навигацион-

ных системах для решения различных задач, среди которых можно выделить

следующие:



формирование предупреждающих сигналов при достижении воздуш-

ным судном предельно допустимых перегрузок;



формирование сигналов для отключения системы коррекции в таких

приборах, как авиагоризонты и гировертикали;



формирование сигналов для инерциальной системы навигации, где они

интегрируются с целью определения путевой скорости и местоположения воз-
душного судна;



формирование сигналов обратной связи в системах управления поле-

том воздушного судна.

Особо следует выделить первую задачу, поскольку контроль перегрузок

непосредственно связан с безопасностью полета. Перегрузка определяется от-
ношением геометрической суммы всех действующих на воздушное судно сил к
модулю силы тяжести:





где R – вектор полной аэродинамической силы; P – вектор силы тяги двигателя.

Указатели и датчики перегрузки используются для измерения величины

продольной n

, нормальной (вертикальной) n

и поперечной n

перегрузок по

осям связанной с самолетом системы координат. Нормальная перегрузка пока-
зывает, во сколько раз подъемная сила превосходит силу тяжести. Перегрузка –
величина безразмерная. Она может быть как положительной, когда подъемная

сила направлена вверх, так и отрицательной, когда подъемная сила направлена
вниз (например, при входе в пикирование). В горизонтальном полете нормаль-
ная перегрузка равна единице.

Существует несколько методов измерения линейных ускорений и перегру-

зок,  в  частности,  инерциальный  метод,  метод  дифференцирования  скорости
полета  и  метод  двукратного  дифференцирования  расстояния  до  неподвижной
базы.  На  воздушных  судах  основное  применение  нашел  инерциальный  метод.
Он основан на измерении силы инерции, действующей на инерционную массу
при ее движении с ускорением. Приборы и датчики, основанные на этом прин-
ципе действия, называются акселерометрами.

В зависимости от способа измерения силы различают акселерометры пру-

жинные и компенсационные. В пружинных акселерометрах сила инерции, дей-
ствующая  на  инерционную  массу,  вызывает  упругую  деформацию  пружины,
которая  создает  противодействующую  силу.  Величина  деформации  пружины
при этом является мерой измеряемого ускорения. В компенсационных акселе-
рометрах сила инерции компенсируется силой, создаваемой магнитоэлектриче-
ским  или  другим  преобразователем.  Мерой  измеряемого  ускорения  является
какая-либо характеристика, связанная с силой, создаваемой преобразователем.

По характеру перемещения инерционной массы пружинные акселерометры

делятся на осевые и маятниковые (рис. 2.12). Схема осевого пружинного аксе-
лерометра представлена на рис. 2.12,а.

Рис. 2.12. Схемы пружинных акселерометров:

а – пружинный осевой акселерометр (1 – инерционная масса; 2 – пружины; 3 - демпфер; 4 –
корпус акселерометра); б – пружинный маятниковый акселерометр (1 – маятники; 2 – пружины;
3 – индукционный датчик).

Стрелкой показана ось чувствительности акселерометра (ось

Х)

При возникновении ускорений, направленных вдоль оси чувствительности

Х, инерционная масса будет смещаться в направлении, противоположном

вектору ускорения. Это приведет к деформации пружин и возникновению силы
упругости, пропорциональной величине деформации s, которую можно опреде-
лить из условия



где

k – суммарный коэффициент жесткости пружин.

Величина деформации пружин пропорциональна измеряемому ускорению.

Ее можно определить по напряжению, снимаемому со щетки потенциометра

, которая связана с инерционной массой. Это напряжение измеряется с по-

мощью следящей системы, включающей в себя потенциометр П

, дифференци-

альный усилитель У и электродвигатель М, ротор которого жестко связан со

щеткой потенциометра П

При перемещении инерционной массы на величину s перемещается и щетка

потенциометра П

, что вызывает изменение напряжения на одном из входов

усилителя. Напряжение с выхода усилителя поступает на управляющую обмот-

ку электродвигателя, что вызовет вращение ротора, а вместе с ним и щетки по-

тенциометра П

. Двигатель будет работать до тех пор, пока щетка потенцио-

метра П

не установится в такое положение, при котором напряжения на входах

усилителя не станут равными. Таким образом, угол поворота ротора двигателя

однозначно связан с величиной изменения напряжения на щетке П

, а значит, в

конечном итоге, и с величиной ускорения.

Демпфер служит для гашения возможных колебаний инерционной массы в

переходных режимах. Применяются воздушные, жидкостные или магнитоин-

дукционные демпферы. Вместо потенциометрического могут быть использова-

ны индуктивный или емкостной преобразователи.

Акселерометры обладают методической погрешностью, возникающей при

наличии линейных ускорений по перекрестным осям (в нашем случае по осям Y

и Z), а также в случае движения воздушного судна по криволинейной траекто-

рии относительно перекрестных осей.

Инструментальная погрешность возникает в результате влияния ряда внеш-

них и внутренних факторов, в частности, из-за наличия сил трения, наличия ги-

стерезиса пружин, изменения коэффициента жесткости пружин при изменении

температуры, неравномерности характеристики преобразователя перемещений.

Наличие сил трения приводит к возникновению порога чувствительности, под

которым понимают минимальное значение ускорения, которое можно измерить

данным прибором.

В маятниковых акселерометрах (см. рис. 2.12,б) порог чувствительности

ниже и, кроме того, конструктивными мерами можно снизить влияние линей-
ных ускорений по перекрестным осям. Акселерометр представляет собой си-
стему из двух маятников 1, подвешенных на шарикоподшипниках и удержива-
емых в вертикальном положении двумя парами пружин 2, оба маятника связа-
ны между собой зубчатым зацеплением. Такая кинематическая схема обеспечи-
вает отклонение маятников от положения равновесия только под воздействием
ускорения, направленного вдоль оси Х. Влияние ускорений по оси Z практиче-
ски отсутствует. Сигнал, пропорциональный ускорению, снимается с индукци-
онного датчика 3, ротор которого закреплен на оси верхнего маятника, а статор
– на корпусе прибора.

Для демпфирования колебаний системы к верхнему маятнику крепится спе-

циальная пластина из меди (на рисунке не показана), которая помещается в за-

зор  магнитопровода  специального  электро-
магнита,  питаемого  постоянным  током.  Ко-
лебания  маятника  в  переходных  режимах
вызывают  появление  в  пластине  вихревых
токов,  которые,  взаимодействуя  с  магнит-
ным  полем,  создают  тормозящий  момент
сил, способствующий успокоению системы.

Принцип действия компенсационных

акселерометров  поясняет  схема,  приведен-
ная  на  рис. 2.13. На  маятнике  1  закреплена
инерционная  масса  2,  а  также  постоянный

магнит 3 и якорь 4. Осью чувствительности акселерометра является ось Х. При
наличии вдоль этой оси ускорения а на инерционную массу m будет действо-
вать сила инерции ma, что вызовет отклонение маятника от вертикали. Пере-
мещение якоря относительно обмоток индуктивного преобразователя 5 приведет

Рис. 2.13. Схема компенсационного

акселерометра

к появлению на выходе преобразователя напряжения, которое поступает на
вход усилителя У. После усиления и выпрямления ток i

вых

, сформированный

усилителем, поступит на обмотки моментного магнитоэлектрического преобра-
зователя 6, что приведет к появлению силы, действующей на магнит. В резуль-
тате маятник останется неподвижным. Чем больше ускорение, тем больше ток,
необходимый для компенсации силы инерции. Таким образом, мерой измеряе-
мого ускорения является ток i

вых

или падение напряжения U

вых

на резисторе R.

Инструментальные погрешности компенсационных акселерометров суще-

ственно меньше, чем у пружинных, так как в них нет пружин, в меньшей степе-
ни влияют силы трения, которые к тому же можно уменьшить, поместив инер-
ционную массу в жидкость («гидравлический подвес»). Поэтому компенсаци-
онные акселерометры используются для высокоточного измерения ускорений в
инерциальных навигационных системах.

2.5. Трехстепенные и двухстепенные гироскопические

чувствительные элементы

Гироскопы находят исключительно широкое применение в самых разных

областях техники, а именно, в авиации и на морских судах, в ракетостроении и
на космических кораблях, при прокладке туннелей и бурении нефтяных сква-
жин. В авиации гироскопы применяются, в частности, для определения про-
странственного положения воздушного судна относительно плоскости горизон-
та или для определения курса самолета.

Под гироскопом понимают быстровращающееся симметричное тело (ро-

тор), установленное в специальном подвесе, который обеспечивает возмож-
ность оси вращения ротора изменять свое направление в пространстве. В авиа-
ционных приборах используется, как правило, карданов подвес. Основой авиа-
ционных гироскопических приборов является трехстепенной или двухстепен-
ной гироскоп.

2.5.1. Свойства трехстепенного гироскопа

Трехстепенной гироскоп (рис. 2.14) состоит из ротора 1, вращающегося с

большой угловой скоростью Ω в подшипни-

ках внутренней рамы 2, которая, в свою оче-

редь, может вращаться в подшипниках внеш-

ней (наружной) рамы 3. Такой гироскоп спо-

собен совершать вращательное движение от-

носительно трех координатных осей X, Y и Z,

то есть он обладает тремя степенями свободы

(отсюда и название – трехстепенной). Ось вращения ротора называется осью

собственного вращения или главной осью гироскопа. Оси внутренней и внеш-

ней рам называются осями вынужденного вращения. Все три оси гироскопа пе-

ресекаются в одной точке, которая и является неподвижной точкой гироскопа.

Если она совпадает с центром тяжести гироскопа, то такой гироскоп называется

астатическим.

На рисунке буквой H обозначен кинетический момент гироскопа, который

по определению равен

Ω





где I

– момент инерции ротора относительно оси Z. Направление вектора H

совпадает с направлением вектора угловой скорости Ω (по оси вращения в со-

ответствии с правилом буравчика).

Гироскоп с быстровращающимся ротором обладает рядом свойств, которые

обуславливают его широкое применение в авиационных приборах. Основными

свойствами трехстепенного гироскопа являются способность сохранять неиз-

менным направление оси вращения ротора в мировом пространстве, невоспри-

имчивость к толчкам и ударам, способность совершать прецессионное движе-

ние под воздействием моментов внешних сил. Рассмотрим эти свойства гиро-

скопа более подробно.

Итак, согласно первому свойству, если на гироскоп не действуют никакие

внешние моменты сил, то его главная ось сохраняет неизменное положение в

Рис. 2.14. Трехстепенной гироскоп

мировом пространстве. Разумеется, такой свободный гироскоп, на который не

действовали бы никакие моменты внешних сил, изготовить невозможно. Всегда

присутствуют моменты сил трения в опорах подвеса. Практически всегда центр

тяжести гироскопа не совпадает с точкой пересечения его осей, следовательно,

имеется момент сил от несбалансированности гироскопа. Кроме того, в процес-

се работы возможны некоторые смещения центра тяжести гироскопа из-за осе-

вых люфтов в подшипниках внутренней и внешней рам, а также из-за различных

температурных деформаций элементов подвеса. Все эти дестабилизирующие

факторы стремятся свести к минимуму, но практически у любого гироскопа его

главная ось будет медленно менять свое направление, если не предпринять

специальных мер по ее стабилизации.

Рассмотрим гироскоп, у которого ротор не вращается. Если ударить по ка-

кой-либо раме, например, внешней, то поведение гироскопа будет вполне пред-

сказуемым. Внешняя рама, получив в результате удара некоторую начальную

угловую скорость, будет вращаться вокруг оси Y (см. рис. 2.14). Совершенно

другое поведение будет у гироскопа, если его ротор вращается с большой угло-

вой скоростью. В этом случае никакого заметного вращения ни внешней, ни

внутренней рам не возникнет. Возникнут лишь так называемые нутационные

колебания (или просто, нутации) обеих рам гироскопа, которые из-за наличия

трения в подшипниках быстро затухнут. Чем больше кинетический момент ги-

роскопа Н, тем меньше амплитуда нутаций и выше их частота.

При большом кинетическом моменте эти нутации практически не заметны

глазу, то есть гироскоп по существу никак не реагирует на кратковременные воз-

действия типа удара или толчка. В этом проявляется свойство устойчивости гиро-

скопа, тем более заметно выраженное, чем больше его кинетический момент.

Рассмотрим последнее свойство гироскопа, а именно, способность совер-

шать прецессионное движение под воздействием моментов внешних сил. Пусть

на одну из рам, например, внутреннюю раму действует момент сил M

, стре-

мящийся повернуть ее относительно оси Х (см. рис. 2.14). Если бы ротор гиро-

скопа был неподвижен, то его поведение было понятным и предсказуемым –

внутренняя рама стала бы наклоняться относительно горизонтальной плоскости.

Если же ротор вращается с большой угловой скоростью (обычно скорость со-

ставляет 22-23 тысячи оборотов в минуту), то попытка повернуть внутреннюю

раму относительно оси Х вызовет вращение внешней рамы относительно оси Y,

то есть гироскоп будет прецессировать относительно оси Y. Прецессия будет

продолжаться до тех пор, пока действует момент внешних сил. Как только дей-

ствие момента прекратится, прекратится и прецессия, то есть прецессионное

движение гироскопа безынерционно.

Направление прецессии зависит от направления внешнего момента сил. Со-

гласно теореме Резаля, гироскоп прецессирует так, что его кинетический мо-
мент Н стремится совместиться по кратчайшему расстоянию с направлением
момента сил.

Строго говоря, это равенство выполняется лишь в том случае, если внутрен-

няя и внешняя рамы взаимно перпендикулярны (в большинстве практических
случаев это именно так и есть). Если же угол между рамами отличается от 90°
на величину θ, знаменатель необходимо умножить на cos θ.

Рассмотренные свойства гироскопа и определяют его широкое применение

в  авиации.  Способность  сохранять  неизменное  положение  главной  оси  гиро-
скопа  в  пространстве  позволяет,  например,  реализовать  на  воздушном  судне
гировертикаль с тем, чтобы определять относительно нее ориентацию воздуш-
ного судна (измерять углы крена и тангажа). Это, в частности, используется в
авиагоризонтах.  Если  расположить  главную  ось  параллельно  плоскости  гори-
зонта,  то  в  процессе  полета  можно  определять  угол  между  ней  и  продольной
осью воздушного судна, то есть определять курс. Это, в частности, использует-
ся в гирополукомпасах и гироагрегатах курсовых систем.

Разумеется, в силу ряда причин (трение в подшипниках внешней и внутрен-

ней рам, небаланс масс, суточное вращение Земли и так далее) возникает уход

главной оси от первоначально выставленного положения. Чтобы воспрепят-
ствовать этому, используется система коррекции, которая создает коррекцион-
ные моменты, вызывающие прецессию гироскопа, что и позволяет удерживать
главную ось в первоначальном положении.

2.5.2. Свойства двухстепенного гироскопа

Двухстепенной гироскоп (рис. 2.15) в отличие от трехстепенного имеет ро-

тор 1, вращающийся вокруг оси Z с угловой скоростью Ω, и одну раму подвеса
2,  способную  прецессировать  вокруг  оси
Х.  Подшипники  рамы  жестко  связаны  с
основанием  3,  которое  может  вращаться
вокруг вертикальной оси Y. Обозначим че-
рез  β  угол  поворота  рамы  относительно
оси Х, а через β′ и β′′ – ее первую и вторую
производные  по  времени.  Будем  считать,
что основание неподвижно.

Как следует из теории гироскопа, поведение такого двухстепенного гиро-

скопа описывается уравнениями, которые имеют вид:

-H

;













Уравнение (2.2б) показывает, что при воздействии на гироскоп момента сил

он начинает прецессировать относительно оси Х с угловым ускорением

β′′ = М

. Если же на гироскоп воздействует кратковременный удар, то сооб-

щенная в результате этого угловая скорость будет сохраняться, медленно
уменьшаясь из-за наличия трения в подшипниках рамы. Таким образом, двух-
степенной гироскоп не обладает устойчивостью к кратковременным внешним
воздействиям и ведет себя как обычное твердое тело.

Предположим, что основание, на котором установлен гироскоп, начинает

поворачиваться вокруг вертикальной оси Y с угловой скоростью ω. В этом слу-
чае ротор гироскопа участвует в двух движениях: собственном вращении во-
круг оси Z с большой угловой скоростью Ω и вынужденном вращении вместе с

Рис. 2.15. Двухстепенной гироскоп

(2.2а)

(2.2б)

основанием вокруг оси Y с небольшой скоростью ω. Как следует из теории ги-
роскопа, в этом случае возникает гироскопический момент М

, равный по вели-

чине Нω и направленный вдоль оси Х. Из уравнения (2.2б) следует, что

Из полученного выражения видно, что угол поворота рамы пропорционален

угловой скорости ω и увеличивается со временем по параболическому закону.
Если установить такой двухстепенной гироскоп на самолет, то, измеряя угол β
за фиксированный промежуток времени t, можно определить скорость разворо-
та самолета ω. Однако использовать в таком виде гироскоп в качестве измери-
теля угловой скорости невозможно, так как даже при небольшой скорости раз-
ворота собственная ось вращения Z быстро совмещается с осью вынужденного
вращения Y, в результате чего гироскоп перестает реагировать на какие-либо
развороты. Чтобы воспрепятствовать этому, на оси вращения рамы устанавли-
вают пару пружин, создающих противодействующий момент сил М

пр

= с · β (с –

суммарный коэффициент жесткости пружин). С учетом этого момента уравне-
ние (2.3) примет вид















 



(2.4)

Решение этого уравнения будет

cos























Следовательно, рама гироскопа будет совершать гармонические колебания

относительно положения β

= Нω/с. Это дает возможность, измерив угол β

определить скорость разворота ω. Для удобства измерений желательно пога-
сить колебания рамы (а значит, и стрелки указателя), что можно сделать с по-

мощью  демпфера,  создающего  противодействующий  момент  сил,  пропорцио-
нальный  скорости  поворота  рамы  β′.  Демпферы  могут  быть  гидравлические,
пневматические или магнитоэлектрические. Такие двухстепенные гироскопы с
демпфирующими  устройствами  часто  называют  демпфирующими  гироскопа-
ми.  Они  составляют  основу  таких  приборов,  как  указатели  поворота,  датчики
угловых скоростей, выключатели коррекции и др.

2.5.3. Электрический указатель поворота

Электрические указатели поворота предназначены для указания наличия и

направления  разворота  самолета  вокруг  вертикальной  оси.  Существует  не-
сколько  разновидностей  указателей  поворота  (ЭУП-53,  ДА200,  ДА30),  совме-
щающих в себе несколько самостоятельных независимых приборов. Например,
электрический  указатель  поворота  ЭУП-53  кроме  указателя  поворота  имеет
указатель  скольжения,  что  позволяет  осуществлять  правильный  (координиро-
ванный) разворот самолета, при котором скольжение равно нулю. Дублер авиа-
горизонта ДА30 кроме этого имеет встроенный вариометр с пределом измере-
ния вертикальной скорости 0…30 м/с.

На рис. 2.16 приведена кинематическая схема электрического указателя пово-

рота ЭУП-53. Ось вращения ротора гироскопа параллельна поперечной оси само-
лета, ось вращения рамы параллельна продольной оси самолета. Рама гироскопа
удерживается в среднем положении с помощью пары пружин. Поворот рамы с
помощью передаточно-множительного механизма передается стрелке указателя.

Рис. 2.16. Схема электрического указателя поворота:

1 – ротор двухстепенного гироскопа; 2 – рама гироскопа; 3 – пара пружин; 4 – демпфер;
5 – стрелка указателя; 6 – шкала

Как отмечалось ранее, при развороте самолета с угловой скоростью ω рама ги-

роскопа поворачивается на угол β

= Нω/с. Однако, это справедливо лишь при раз-

воротах самолета без крена. Если разворот совершается с креном γ, то отклонение
рамы гироскопа от среднего положения будет определяться выражением

sin

cos























(2.5)

где с – суммарный коэффициент жесткости пружин.

При разворотах важно, чтобы вектор скорости совпадал с продольной осью

самолета, то есть угол скольжения был равен нулю. Это так называемый коор-
динированный (или правильный) разворот. Индикатором угла скольжения слу-
жит  указатель  скольжения  (рис. 2.17), работающий  по  принципу  маятника.
Чувствительным  элементом  является  шарик,
перемещающийся внутри изогнутой стеклянной
трубки,  заполненной  прозрачной  жидкостью –
толуолом.  При  разворотах  самолета  на  шарик,
кроме силы тяжести G = mg, действует центробежная сила инерции F

ц.б

= mVω

(m – масса шарика; V – скорость полета). Равнодействующая этих сил опреде-
ляет положение шарика в трубке.

Если разворот координированный, то равнодействующая сил направлена по

нормали к плоскости самолета и шарик находится в центре указателя. В этом
случае угол крена γ, скорость полета V и угловая скорость разворота ω связаны
между собой соотношением

Из выражения (2.6) следует, что при координированном развороте, угол по-

ворота рамы гироскопа (а вместе с ним и угол отклонения стрелки указателя
поворота) зависит от двух переменных – от скорости полета и угла крена. При
фиксированной скорости полета угол крена однозначно определяется углом

Рис. 2.17. Указатель скольжения

отклонения  рамы  гироскопа.  Шкала  указателя  поворота ЭУП-53  проградуиро-
вана в диапазоне ±45° с ценой деления 15°. Стрелка указателя будет точно по-
казывать  угол  крена  при  выполнении  двух  условий:  разворот  координирован-
ный (шарик указателя скольжения находится в центре трубки) и скорость поле-
та соответствует той, что указана на шкале прибора. В зависимости от типа са-
молета значения  скорости,  при  которой  градуировался  прибор,  равны 200,
400 и 500 км/ч. Если скорость полета больше той, что указана на приборе, по-
казания крена будут занижены, если меньше – завышены.

2.5.4. Датчик угловой скорости

Датчики угловой скорости (ДУС) используются в различных системах са-

молета, в частности в автопилоте, и предназначены для измерения угловой ско-
рости самолета и выдачи электрического сигнала, пропорционального измеря-
емой угловой скорости.

Кинематическая схема ДУС представлена на рис. 2.18. Ротор 1 гироскопа

крепится через подшипники к раме 2, которая выполнена в виде герметичного
кожуха. Кожух может вращаться (прецессировать) относительно продольной
оси в подшипниках, закрепленных в корпусе 3 датчика. Пружины 4 выполняют
ту же роль, что и в ЭУП, то есть создают противодействующий момент.

При повороте датчика с угловой скоростью ω вокруг оси чувствительности,

которая перпендикулярна главной оси гироскопа и оси прецессии, возникает

поворот кожуха на некоторый угол, зависящий от угловой скорости. Этот поворот

Рис. 2.18. Кинематическая схема ДУС

с помощью потенциометра 5 преобразуется в электрический сигнал. В некото-

рых конструкциях вместо потенциометрических преобразователей угла поворо-

та используют бесконтактные индукционные преобразователи.

Важным фактором, резко повышающим чувствительность датчика, является

то, что пространство между стенками датчика и кожухом заполнено специаль-

ной жидкостью (маслом). При этом плотность жидкости достаточно высока,

что позволяет удерживать кожух на плаву. Давление, оказываемое осью враще-

ния кожуха на подшипники, ничтожно мало, тем самым обеспечивается враще-

ние кожуха в подшипниках практически без трения. Такой гироскоп называется

поплавковым. Жидкость в ДУС выполняет также роль демпфирующей среды, в

которой за счет трения жидкости о стенки корпуса и кожуха при повороте по-

следнего создается демпфирующий момент. Датчики такого типа имеют порог

чувствительности на уровне 0,05 град/с.

2.5.5. Датчики угловых скоростей

на основе лазерных гироскопов

Повышение требований к точности измерений угловых параметров, в част-

ности, угловых скоростей стимулировало разработку новых типов гироскопов.

Параллельно с этим проводились работы и по усовершенствованию классиче-

ских гироскопов с вращающимся ротором, причем большинство исследований

было направлено на снижение влияния трения. Был разработан ряд конструк-

ций гироскопов, среди которых можно выделить следующие:

 гироскопы с воздушной опорой, в которых шариковые подшипники

заменены «воздушной подушкой»;

 поплавковые гироскопы, в которых ротор в герметичном кожухе, вы-

полняющем функцию внутренней рамы карданова подвеса, помещается в жид-

кость, в результате чего давление оси прецессии гироскопа на подшипники

компенсируется гидростатической силой;

 гироскопы с электростатическим подвесом, в которых электропрово-

дящий шар из бериллия (ротор гироскопа) «подвешивается» в вакууме электро-

статическими силами, созданными системой электродов;

 гироскопы с магнитным подвесом, в которых шар из феррита (ротор

гироскопа) «подвешивается» в воздухе магнитостатическими силами.

Во всех этих типах гироскопов имеется вращающийся ротор, но за счет кон-

струкции силы трения значительно снижены, в результате чего повышается

точность измерения угловых параметров движения. Что касается гироскопов,

которые по принципу действия принципиально отличаются от классических

гироскопов, то здесь следует отметить гироскопы вибрационные, волновые

твердотельные, микромеханические, волоконно-оптические и лазерные. Особое

место среди них занимают лазерные гироскопы, активно использующиеся в

настоящее время для высокоточных измерений угловых параметров движения.

Датчик угловых скоростей на кольцевом лазерном гироскопе изображен на

рис. 2.19. Основным его элементом является треугольный или четырехугольный
оптический резонатор 1, в одной или нескольких сторонах которого помещена
активная среда 2. Активной средой, как правило, служит гелий-неоновая смесь,
в которой может возбуждаться газовый разряд. По углам резонатора находятся
отражающие оптические зеркала 3.

Если создать условия для возбуждения активной среды, то в таком лазере

возникнут когерентные световые волны, распространяющиеся вдоль резонатора

как по часовой стрелке, так и против

часовой стрелки. Длины этих волн

определяются условиями генерации,

согласно которым на длине периметра

резонатора L должно укладываться це-

лое число длин волн λ. При неподвиж-

ном резонаторе частоты этих встреч-

ных волн одинаковы.

Если кольцевой лазер поворачива-

ется в пространстве с некоторой угловой скоростью Ω, то оптические пути

Рис. 2.19. Схема лазерного гироскопа

встречных волн будут неодинаковы. Будут различны и частоты оптических

волн, распространяющихся по резонатору в противоположных направлениях. В

результате интерференции этих волн, что осуществляется с помощью двух зер-

кал 4, возникнет интерференционная картина, представляющая собой совокуп-

ность светлых и темных полос. Вращение резонатора лазерного гироскопа при-

водит к тому, что интерференционные полосы будут перемещаться со скоро-

стью, пропорциональной скорости вращения гироскопа. Поэтому на выходе

фотодетектора 5 возникнет синусоидальный сигнал, частота которого равна

разности частот встречных оптических волн, распространяющихся в резонато-

ре. Расчеты показывают, что эта частота равна:

4 





где S – площадь, охватываемая контуром, по которому распространяются све-
товые лучи.

Синусоидальный сигнал с выхода фотодетектора с помощью специальной

схемы 6 преобразуется в последовательность электрических импульсов,

которые поступают на вход счетчика 7. Количество накопленных счетчиком

импульсов N будет пропорционально углу поворота лазера α относительно оси

чувствительности, направленной по нормали к плоскости контура:





















(2.7)

где k – масштабный коэффициент лазерного гироскопа.

Таким образом, лазерный гироскоп можно использовать не только для изме-

рения угловых скоростей, но и для измерения углов поворота. При этом, как

следует из выражения (2.7), накопленное количество импульсов N пропорцио-

нально углу поворота

 и не зависит от того, по какому закону изменялась

угловая скорость в процессе поворота на данный угол. Таким образом, с по-

мощью трех ортогональных лазерных гироскопов можно не только измерить

углы крена, тангажа и курса, но и по показаниям счетчиков определить изме-

нения этих углов относительно исходных значений. Погрешность измерений

угловой скорости для разных лазерных гироскопов составляет величину на

уровне 10

-2

...10

-3

град/ч, или примерно 3·10

-7

…3·10

-6

град/с.

Контрольные вопросы

1. В чем заключается принцип действия электромеханического манометра

типа ЭДМУ?

2. В чем заключается принцип действия струнных преобразователей давления?

3. В чем заключается принцип действия термоэлектрических преобразователей?

4. Что такое трубка Лаваля и камера торможения?

5. Объясните схему термоэлектрического термометра.

6. Объясните кинематическую схему магнитоиндукционного тахометра.

7. В чем заключается принцип действия частотно-импульсных тахометров?

8. В чем заключается принцип действия осевого пружинного акселерометра?

9. В чем заключается принцип действия маятникового акселерометра?

10. В чем заключается принцип действия компенсационных акселерометров?

11. В чем заключаются свойства трехстепенного гироскопа, обеспечиваю-

щие его широкое применение на воздушных судах?

12. В чем заключается принцип действия электрического указателя поворота?

13. Что такое указатель скольжения, в чем его принцип действия и для ре-

шения каких задач он используется на воздушных судах?

14. В чем заключается принцип действия датчика угловых скоростей на ос-

нове двухстепенного гироскопа?

15. В чем заключается принцип действия датчика угловых скоростей на ос-

нове лазерного гироскопа?

3. ПРИБОРНЫЕ СРЕДСТВА ИЗМЕРЕНИЯ

ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА

3.1. Понятие о высоте полёта

Высотой

называется расстояние по вертикали от уровня, принятого за нача-

ло отсчёта, до ВС. В зависимости от уровня, принятого за начало отсчёта, раз-

личают следующие высоты (рис. 3.1):

1. Н

эш

– барометрическая высота, измеряемая относительно условного

стандартного уровня давления.

2. Н

абс

– абсолютная высота, измеряемая по уровню давления, приведён-

ного к уровню моря.

3. Н

отн

– относительная высота, измеряемая по уровню давления аэродрома.

4. Н

ист

– истинная высота, измеряемая от уровня (рельефа) пролетаемой

местности до самолёта.

Истинная высота закладывается в расчёт безопасной высоты полёта и зави-

сит от условий полёта, определяемых в НПП ГА-85.

Рис. 3.1. Уровень отсчета и обозначения высоты полета

Существует несколько методов измерения и расчёта высоты полёта ВС: ба-

рометрический, радиотехнический, инерциальный и т.д.

В авиации контроль за высотой полёта самолёта на этапах взлёта, полёта по

маршруту, захода на посадку осуществляется экипажем по показаниям баро-
метрических высотомеров. В практике самолётовождения для контроля высоты
полёта с помощью барометрических высотомеров используют следующие
условные уровни изобарических поверхностей (см. рис. 3.1):

 QNE – уровень стандартного давления – 1013,3 гПа (mвs), или

29,92 дюйма рт. ст. (inches of mercury), или 760 мм рт. ст. Давление QNE ис-
пользуется для контроля за высотой при полёте по маршруту. Высота полёта
задаётся эшелоном – FL – Flight Level – Н

эш

. По давлению QNE контролирует-

ся высота полёта в режиме набора заданного эшелона после высоты перехода, а
также при снижении до эшелона перехода;

 QNH – средний уровень моря. Высоту относительно этого уровня

называют Altitude, это абсолютная высота над средним уровнем моря по давле-
нию местной метеостанции. Давление QNH используется для контроля высоты
в режиме набора высоты после взлёта до высоты перехода, а также в районе
аэродрома при снижении ниже эшелона перехода и заходе на посадку. Уровень
QNH используется и при полёте по маршруту на высотах ниже нижнего эшело-
на полёта;

 QFE – уровень давления аэродрома или порога ВПП. Высоту относи-

тельно этого уровня называют Height, это относительная высота над превышением

аэродрома или порога ВПП по давлению местной метеостанции. По давлению

QFE контролируется высота полёта после взлёта до высоты перехода, при сниже-

нии ниже эшелона перехода и при заходе на посадку.

Вместе с понятием уровня давлений QNE, QNH, QFE используются понятия

высота перехода, эшелон перехода и переходный слой.

Высота перехода

– Transintion Altitude – абсолютная по уровню давления

QNH и Transintion Height – относительная по уровню давления QFE, на которой

и ниже которой высота полёта контролируется в величинах абсолютной или

относительной высоты полёта. На абсолютной или относительной высоте пере-

хода переставляется давление с QNH или QFE на QNE, после взлёта в режиме

набора заданного эшелона.

Эшелон перехода

– Transition Level – самый нижний эшелон полёта, кото-

рый может быть использован для полётов выше абсолютной (относительной)
высоты перехода. При снижении ВС на эшелоне перехода переставляется дав-
ление с QNE на QNH или QFE.

Переходный слой

– Transition Layer – воздушное пространство между высо-

той перехода и эшелоном перехода. В этом слое экипажем выполняется переста-
новка давления, горизонтальные полёты ВС в нём запрещаются.

3.2. Барометрические измерители высоты полета

Барометрическая высота полета измеряется прибором – высотомером.
Высотомеры подразделяются на механические, электромеханические, элек-

тронные (цифровые).

Принцип действия барометрического высотомера основан на использовании

закона изменения давления воздуха с увеличением высоты над уровнем моря
по стандартной атмосфере (рис. 3.2).

Рис. 3.2. Зависимость давления и температуры воздуха от высоты

(по стандартной атмосфере):

1 – давление; 2 – температура

В качестве чувствительного элемента высотомера используется анероид, ре-

агирующий на изменение атмосферного давления (рис. 3.3,а). Анероид (А) –

Высота

, км

-60 -50 -40 -30 -20 -10 0 +10 +20

Температура наружного воздуха,

С

0 100 200 300 400 500 600 700 800

Давление воздуха, мм рт. ст.

это герметичная манометрическая коробка, из которой откачен воздух. Анероид
помещен  в  герметичный  корпус  прибора,  который  сообщается  трубопроводом
с приемником  статического  давления  атмосферы.  С  поднятием  на  высоту  дав-
ление на анероид уменьшается, за счет силы упругости верхний центр анероида
перемещается вверх. Его линейное перемещение преобразуется редуктором во
вращение  стрелки  на  шкале  прибора  (см.  рис. 3.3,а),  отсчет  барометрической
высоты производится по шкале высотомера в единицах высоты (км, м) в зави-
симости  от  установленного  уровня  давления.  Барометрический  высотомер  та-
рируется  при  стандартных  нормальных  условиях,  когда  p

= 760 мм рт. ст.

(1013,25 гПа), Т = 288 К (15

С), τ = 0,0065 град/м. В этом случае высота полета

зависит от давления воздушного столба:

Н = f(р

Уравнение работы любого высотомера имеет вид

dp 



Решая уравнение для диапазона высот 0…11 000 м, то есть принимая закон

изменения температуры воздуха в виде линейной функции (см. рис. 3.2)







где

– абсолютная температура воздуха на высоте

, получаем стандартную

барометрическую формулу







)

(

Если решить эту зависимость относительно Н, то получим гипсометриче-

скую формулу, связывающую высоту полёта ВС до 11 км со статическим дав-
лением воздуха р, воспринимаемым приёмниками статического давления р

зоне их размещения на борту самолёта:

)

(





















где р

– давление, задаваемое членами экипажа с помощью механизма кремальеры.

Уровень начала отсчета устанавливается шкалой давлений. Если шкала дав-

ления установлена  на значение, соответствующее давлению аэродрома вылета
или  посадки,  такая  высота  называется  относительной.  Если  шкала  давления
установлена на значение соответствующее давлению на уровне моря, такая вы-
сота называется абсолютной, если на давление 760 мм рт. ст. (1013,2 гПа) – та-
кая  высоты  называется  условно  барометрической.  По  ней  выдерживаются  за-
данные эшелоны полета.

Механические высотомеры

ценятся за простоту и высокую надежность, на

самолетах ГА используются в качестве основных или резервных приборов. Для
удобства  пользования  шкалы  высотомеров  снабжены  электрическим  подсве-
том,  поэтому  в  обозначении  высотомеров  добавляются  буквы  «ПБ» – подсвет
белый.  Ниже  приводится  краткое  описание  механических  высотомеров  воз-
душных судов гражданской авиации.

Высотомер механический ВМ-15ПБ

(рис. 3.4,а) предназначен для измере-

ния и индикации барометрической высоты в диапазоне 0…15 000 м при уста-
новке начального давления р

600…800 мм рт. ст.

Шкала высотомера с диапазоном 0…1000 м, цена деления для большой

стрелки – 10 м, для малой – 100 м. Шторка плавно и одновременно со стрелка-
ми открывает белый сектор, начиная с цифры «0».

Высотомер ВМ-15ПБ имеет индекс и рукоятку для установки заданной высоты.
Высотомер механический ВМФ-50ПБ

(рис. 3.4,б) измеряет и индицирует

барометрическую высоту от 0 до 50 000 футов при установке давления р

590…1050 мбар. Высотомер ВМФ-50ПБ имеет три стрелки. Один оборот узкой
стрелки – соответствует 1000 футам, цена деления 20 футов, один оборот ши-
рокой стрелки – 10 000 футов, фигурной стрелки – 100 000 футов. Одновремен-
но с фигурной стрелкой вращается диск, который на высоте полета менее
10 000 футов открывает полосатый предупредительный сектор.

Высотомер ВМФ-50ПБ имеет индекс для установки заданной высоты.

ВМФ-50ПБ устанавливается на самолетах выполняющих полеты на междуна-
родных авиалиниях.

Высотомер барометрический механический ВБМ-1ПБ

(рис. 3.4,в) обес-

печивает измерение и индикацию барометрической высоты в метрах в диапазоне

0…10 000 м при установке барометрического давления в диапазоне

700…1080 гПА. Индикация высоты осуществляется двумя стрелками. Узкая

стрелка индицирует высоту в метрах (цена деления 10 м), широкая – в километ-

рах (цена деления 100 м).

Принцип действия основан на восприятии анероидом атмосферного давле-

ния, меняющегося с высотой полета. При изменении давления деформация ане-

роидной коробки преобразуется при помощи кривошипно-шатунного механизма

и зубчатых колес во вращательное движение, которое передается на стрелки

индикатора высоты.

Точность измерения и индикации высоты при стандартных условиях: на вы-

сотах 0…4500 м – ± 10 м, на высотах 4500…10 000 м – ± 30 м.

Значение заданной высоты эшелона устанавливается вращением кремалье-

ры с помощью механического индекса – треугольника.

Барометрический механический ВБМ-2ПБ

(рис. 3.4,г) предназначен для из-

мерения и индикации барометрической высоты полета в метрах, в диапазоне

0…15 000 м. Индикация высоты осуществляется с помощью двух стрелок и одно-

разрядного счетчика. Большая стрелка индицирует метры, маленькая – километры.

На высоте полета более 10 км на счетчике появляется цифра 10.

Ввод давления производится кремальерой Р

, индикация давления осу-

ществляется с помощью четырехразрядного счетчика.

Диапазон вводимых давлений – 700…1080 гПа.

Высотомеры ВБМ-1ПБ и ВБМ-2ПБ имеют встроенный вибратор, который

обеспечивает снятие момента трения покоя. Электропитание вибратора осу-

ществляется постоянным током напряжением 27 В.

Высотомер барометрический ВБ-10ПБ

измеряет и индицирует относи-

тельную высоту в диапазоне –500…10 000 м, при установке атмосферного дав-

ления кремальерой Р

в диапазоне 560…806 мм рт. ст. (746,6…1074,5 гПа).

Электропитание высотомера осуществляется постоянным током напряжени-

ем 27 В, переменным током напряжением ≈115 В частотой 400 Гц.

Принцип действия основан на измерении статического давления блоком анерои-

дов. Движение анероидов и вращение кремальеры давления суммируется на ре-

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ КОМПЛЕКСЫ И АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ. Учебное пособие - часть 1