Методы измерения высоты полета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

В авиационной промышленности огромную роль играет приборостроение. Развитие самолетостроения оказалась бы невозможным без непрестанного усовершенствовании приборов.

Технология приборостроения в своем развитии прошла путь от систематизации заводских материалов до создания теоретических основ, которые послужили базой для формирования специальных технологических курсов.

Технология - наука о процессах производства различных изделий. Технология (от греческого техно - искусство, умение, мастерство и логос - слово, учение) представляет собой совокупность методов обработки, изготовления и сборки, зменение состояния, свойств, формы сырья, материала или полуфабриката, применяемых в процессе производства для получения готовой продукции.

Разработка технологических процессов проводится в соответствии с положением комплекса стандартов Единой системы технологической подготовки производства (ЕСТПП). ЕСТПП базируется на трех основных положениях: унификации и отработке изделий на технологичность; типизации технологических процессов; автоматизация и механизация технологических процессов и инженерно-технических работ.

Качество авиационных приборов и автоматов в значительной степени зависит от технологического процесса их сборки, регулировки, контроля испытаний. Актуальной задачей по разработке и совершенствованию новых технологических процессов является их автоматизация и механизация. Только на этой основе возможно снижение большой трудоемкости сборочных работ, составляющей во многих случаях от 40 до 60 % общей трудоемкости изготовления продукта. Для решения этой проблемы необходимо прежде всего, чтобы конструкции сборочных единиц и изделия в целом отвечали требованиям технологичности.

Технологичность конструкции изделия в сборке -- совокупность его свойств, определяющих приспособленность к технологической подготовке сборочного производства и сборке и характеризуемых отношениями затрат труда, средств, материалов и времени на их выполнение к значениям соответствующих показателей изделий аналогов, определяемых в принятых условиях производства. Технологичность конструкции оценивают техническими и технико-экономическими показателями регламентированными ГОСТами 18831-73, 14.201-73, 14.204-73. К основным показателям технологичности относятся трудоемкость изготовления изделия и его технологическая себестоимость.

В свете современных проблем, стоящих перед авиаприборостроением, особое значение приобретают повышение качества приборов, их долговечность, повышение экономичности производства приборов в связи со значительным увеличением их номенклатуры и масштабов производства. Технология авиаприборостроения тесно связана с потребностями народного хозяйства, с практической деятельностью инженерно-технических работников приборостроительной промышленности.

Аэрометрические приборы и системы

В основу принципа действия современных средств измерения высотно-скоростных параметров движения ЛА в воздушной среде положен аэрометрический метод. Данный метод предполагает:

1. Измерение следующих параметров воздушного потока, невозмущённого движением ЛА:

Статического давления воздуха на высоте полёта ЛА.

Полного давления набегающего на Л А воздушного потока.

Температуры заторможенного потока воздуха.

Местного угла атаки.

Местного угла скольжения.

2. Вычисление текущих значений:

Абсолютной барометрической высоты.

Относительной барометрической высоты.

Приборной скорости.

Истинной воздушной скорости.

Числа М.

Вертикальной скорости.

Температуры наружного воздуха.

Истинного угла атаки.

Истинного угла скольжения.

Скоростного напора.

Техническая реализация аэрометрического метода включает следующие конструктивные элементы: приёмники статического и полного давлений воздуха, блок контроля обогрева приёмников, пневмотракт, механические резервные приборы, датчики аэродинамических углов, приёмник температуры торможения, пульт-задатчик давления воздуха на уровне земли, датчик линейных ускорений, систему воздушных сигналов, систему предупреждения критических режимов полёта, средства визуального представления информации.

По функциональному назначению бортовые средства измерения высотно-скоростных параметров могут быть разделены на основные и резервные, предназначенные для успешного завершения полёта ЛА при отказе основных средств.

По принципу действия бортовые средства измерения разделяют на механические, электромеханические и электронные (аналоговые и цифровые).

Всем приборам данного типа независимо от принципа действия свойственны следующие составляющие погрешности измерения:

- Аэродинамическая погрешность восприятия первичной информации,

- Инструментальная погрешность

- Динамическая погрешность.

Аэродинамическая погрешность восприятия статического давления обусловлена возмущением воздушного потока движением ЛА. Её величина зависит от места расположения приёмника статического давления на фюзеляже самолёта, скорости и высоты полёта, углов атаки и скольжения, стабильности геометрической формы ЛА и геометрической формы самого приёмника. Аэродинамическая погрешность приёмника полного давления зависит от величины местного угла атаки и угла скольжения, геометрии носовой части приёмника, скорости и высоты полёта. В диапазоне углов скоса потока относительно оси приёмника от -15° до +15°, величина аэродинамической погрешности невелика.

Приёмники воздушных давлений по выполняемым функциям можно классифицировать следующим образом:

Приёмники статического давления;

Приёмники полного давления;

Приёмники для восприятия статического и полного давлений;

Поворотные приёмники флюгерного типа для восприятия статического, полного давлений и измерения местного угла атаки.

-Многофункциональные приёмники для восприятия статического, полного давлений и давлений, зависящих от угла атаки и угла скольжения.

Учёт аэродинамической погрешности статического давления при выполнении полёта по эшелонам осуществляется экипажем с помощью специальных таблиц ввода поправок к показаниям высотомера и автоматически - в аналоговом или цифровом вычислительном устройстве, осуществляющем обработку измерительной аэрометрической информации.

В авиационной практике для гражданских ЛА осуществляется компенсация аэродинамической погрешности восприятия статического давления, а погрешности восприятия полного давления доводятся до величин, приемлемых для практики самолётовождения за счёт конструкции приёмника и выбора места его расположения. Задача снижения аэродинамических погрешностей до требуемых нормативной документацией величин решается на основе значительного объёма экспериментов в аэродинамических трубах с моделями ЛА и приёмниками давлений, а также лётного эксперимента. При этом следует отметить, что наилучшие результаты получены при реализации вычислительных устройств по цифровому принципу, так как в этом случае остаточная аэродинамическая погрешность определяется стабильностью экспериментально полученных законов компенсации, крутизной зависимости поправки от статического давления, числа М, угла атаки и инструментальной погрешности источников первичной информации: датчиков давления, датчиков аэродинамических углов.

Важной характеристикой ПВД является работоспособность в условиях обледенения. В настоящее время фирмами «Rosemount» (США) и ОАО «Аэроприбор-Восход» (РФ) созданы конструкции и технологии изготовления высокоэффективных нагревательных элементов, адаптирующих отдаваемую мощность к температуре приёмника, что обеспечивает возможность включения обогрева приёмника на стоянке при подготовке ЛА к вылету. Нагревательные элементы данного типа применены в приёмниках воздушных давлений ПВД 30, ПВД 31, ПВД 32, ПВД 40, ПВД 43.

Приёмники последнего поколения являются многофункциональными приёмниками, а именно:

ПВД 40 обеспечивает измерение статического, полного давлений и давлений, зависящих от местного угла атаки, а при совместной обработке статических давлений приёмников, установленных симметрично на правом и левом бортах ЛА, может быть получена информация о текущем значении местного угла скольжения;

ПВД 43 обеспечивает восприятие местных давлений в четырёх точках его поверхности, информация о которых на основе специальных алгоритмов, разработанных ЦАГИ, позволяет определить текущие значения высотно-скоростных параметров полёта ЛА.

В настоящее время на всех современных ЛА в качестве основных бортовых средств измерения высотно-скоростных параметров используются цифровые системы воздушных сигналов трёх поколений:

СВС-2Ц-1 и её модификации;

СВС-85 (СВС-2Ц-У) и их модификации;

ВБЭ-СВС, СВС-2Ц-2 сер. 2.

При этом следует отметить, что система воздушных сигналов ВБЭ-СВС (высотомер барометрический электронный -система воздушных сигналов) интегрирует функции нескольких приборов, а именно:

Цифровой системы воздушных сигналов;

Пульта-задатчика высоты эшелона;

Пульта-задатчика давления воздуха на уровне аэродрома;

-Системы сигнализации отклонений от заданного эшелона и средства визуального представления информации об относительной барометрической высоте, высоте эшелона, давлении воздуха на уровне аэродрома, о приближении или отклонении от заданного эшелона на 60 и 150 метров и соответственно в режиме выхода на эшелон и в режиме полета по эшелону.

Индикация текущего значения относительной барометрической высоты и высоты заданного эшелона может выполняться по желанию пилота в метрах или футах. Индикатор системы-жидкокристаллический мнемонического типа. Конструктивно ВБЭ-СВС выполнена в стандартном типоразмере корпуса высотомера и предназначена для установки на приборную доску. Данная система в настоящее время применяется на самолётах типа Ил-62 и Ту-154 для обеспечения возможности их эксплуатации при полётах по авиатрассам с трёхсотметровым интервалом вертикального эшелонирования в диапазоне высот от 0 до 12100 м . при необходимости система дополняется интерфейсным блоком БСК для сопряжения с аналоговыми бортовыми системами.

Во втором и третьем поколениях цифровых систем для самолётов гражданской авиации реализована концепция унификации систем для применения не 16 типах ВС. При этом в соответствии с рекомендациями ARN1C 706 компенсация аэродинамических погрешностей реализуется в виде функции трёх параметров: высоты, скорости и угла атаки. Влияние угла скольжения на погрешность восприятия статического давления компенсируется закольцовкой приёмников статического давления, расположенных симметрично на нравом и левом бортах ЛА.

Система воздушных сигналов СВС-2Ц-2 сер. 2 помимо задач. решаемых системой СВС-2Ц-2, обеспечивает формирование разовых команд о достижении заданных значений ВСП для использования в различных бортовых агрегатах с точностью, свойственной цифровым системам СВС, и обеспечением контроля достоверности информации средствами встроенного контроля. Конструктивно система выполнена в двухканальном исполнении в габаритах СВС-2Ц-2 с существенно меньшим потреблением электроэнергии, не требует принудительного охлаждения, обладает более высокими показателями безотказности за счёт современной элементной базы.

В настоящее время в системах СВС-2Ц-У и СВС-2Ц-2 сер. 2, применяемых на маневренных самолётах типа Су-27, подход к компенсации аэродинамических погрешностей аналогичен изложенному. При этом приёмники воздушных давлений располагаются в носовой части Л А и могут оказывать влияние на работу радиотехнических средств. При удалении приёмника от носовой части задача компенсации аэродинамических погрешностей ПВД существенно усложняется. Это объясняется более выраженным в количественном отношении влиянием всех изложенных выше факторов. Кроме того, использование в этом случае информации от датчика аэродинамических углов приводит к дополнительным ошибкам, связанным с различным местом расположения я ПВД и ДАУ и, как следствие, ошибками в определении местного угла атаки воздушного потока, набегающего на ПВД.

Наиболее эффективным решением данного вопроса представляется подход, развиваемый ЦАГИ вместе с ОАО «Аэроприбор-Восход» и заключающийся в создании многофункциональных приёмников воздушных давлений, работающих в широком диапазоне углов атаки, по информации которых можно определить местные параметры потока: статическое и полное давления, угол атаки, число М . По зависимостям, полученным в ходе трубного эксперимента, осуществляется переход к параметрам невозмущенного потока.

Инструментальные погрешности цифровых СВС практическ определяются инструментальными погрешностями датчиков давления и АЦП, т. к. вычислительная погрешность может быть сведена до пренебрежимо малой величины выбором разрядной сетки и алгоритмов аппроксимации исходных функциональных зависимостей. В мировой практике в бортовой технике применяются датчики давления с частотно-модулированным выходом с чувствительным элементом в виде тонкостенного цилиндрического резонатора и компенсационного типа с сильфонным чувствительным элементом и пьезоэлектрическим преобразователем усилия в частотно-модулированный электрический сигнал. Указанные датчики давления обеспечивают точность измерения не хуже 0.03% от диапазона измерения. В результате инструментальная погрешность измерения высоты не превышает 5 м при Н=0 и 22 м при Н= 12000, а погрешность числа М на крейсерских режимах не превышает 0.003 ед. числа М, что обеспечивает требования для выполнения полётов при 300-метровом интервале вертикального эшелонирования авиатрасс.

Динамическая погрешность измерения ВСП определяется в основном запаздыванием пневмосигналов статического и полного давлений в пневмотрактах. Постоянная времени датчиков давления типа ДДГ менее 0.001 сек. При Р= 1013 ГПа, однако при подключении их к бортовому пневмопроводу постоянная времени может достигать величин, при которых динамические погрешности в переходных режимах полёта будут достигать существенных значений, особенно при полёте маневренных самолётов. Повышение динамических характеристик систем воздушных сигналов достигается либо конструкторскими решениями, либо комплексированием аэрометрической и инерциальной информации. Примером первого пути являются разработки фирмы «ROSEMOUNT» (США), в которых на фланце приёмника воздушных давлений монтируются датчики давления, чем обеспечивается существенное уменьшение длины пневмопровода, а следовательно, и постоянной времени пневмотракта. Второй путь прорабатывался в нашей стране, начиная с 60-х годов, реализован ОАО «Аэроприбор-Восход» в цифровой системе воздушных сигналов СВС-2Ц-2 и позволил на порядок уменьшить динамические погрешности на всех режимах полета.

высота полет барометрический радиотехнический метод

Методы измерения высоты полета. Общие понятия о высоте полета

В зависимости от уровня, принимаемого за начало отсчета, различают истинную, относительную и абсолютную высоту полета. Истинная высота -высота над пролетаемой местностью, относительная высота - высота полета относительно какого-либо условного места, например, места взлета или посадки; абсолютная высота -- высота полета относительно уровня моря.

В зависимости от единиц измерения, принятых для исчисления высоты, абсолютная высота может быть геометрической или геопотенциальной. Началом отсчета геометрической и геопотенциальной высот служит средний уровень моря с параметрами, отвечающими стандартной атмосфере по ГОСТ 4401-73:

Давление Рс=101325 Па-760 мм рт. ст.;

Температура Тс=288,15 К;

Плотность рс=1,225 кг/м':

Ускорение свободного падения gс=9,80665 м/с .

Геометрическая высота h равна действительному расстоянию (по вертикали) данной точки от среднего уровня моря.

Геопотенциальная высота Н равна отношению геопотенциала в данной точке к стандартному ускорению свободного падения gc. Поясним это определение. Геопотенциал или, что тоже, потенциал силы тяжести выражает удельную (отнесенную к единице массы) уровня (среднего уровня моря). Приращение геопотенциала с увеличением высоты

dФ = g * dh,

Где g -- ускорение силы тяжести, зависящее от геометрической высоты h; dh - приращение геометрической высоты.

Приращение геопотенциала, отнесенное к стандартному ускорению, дает приращение геопотенциальной высоты

А интеграл этого приращения в пределах от 0 до h определяет геопотенциальную высоту:

Чтобы найти связь между геопотенциальной высотой Ы и геометрической h, выразим g через h на основе закона тяготения (пренебрегая при этом влиянием центростремительного ускорения, обусловленного вращением Земли):

Где г = 6 356 766 м - условный радиус Земли, при котором g и dg/dh на среднем уровне моря наиболее близки к истинным ни широте 45032'33".

Интегрируя (2) после подстановки в него (3), получим:

При полете в нижних слоях атмосферы различие между h и II невелико. Например, при h = 10 000 м Геопотенциальная высота будет Н = 9984 м, а разность h - Н = 16 м.

На самолетах применяют барометрические высотомеры и радиовысотомеры. Барометрические высотомеры измеряют геопотенциальную высоту полета (относительно среднего уровня моря), они могут также измерять относительную высоту (в геопотенциальных метрах) над некоторым уровнем, для которого известно барометрическое давление воздуха. Радиовысотомеры измеряют истинную высоту полета.

Барометрический метод измерения полета

Барометрический метод измерения высоты полета основан на зависимости давления воздуха от высоты. Эту зависимость можно получить расчетным путем в предложении, что воздух является идеальным газом со стандартными для среднего уровня моря параметрами.

Выделим в атмосфере вертикальный столб воздуха постоянного сечения F .

Давление воздуха у основания этого столба обозначим через р*, а давление на некоторой высоте h через р. Если рассмотреть внутри такого столба воздуха элементарный слой толщиной dh, то разность давлений dp, действующая на этот слой, уравновешивается массой воздуха, заключенного внутри слоя:

Где р - плотность воздуха внутри слоя.

Знак «минус» в уравнении означает, что положительному приращению высоты соответствует отрицательное приращение давления (с увеличением высоты давление уменьшается).

Известно, что для высот до 94 км между плотностью, давлением и температурой газа существует зависимость

Где р - абсолютное давление, Па; Rуд - удельная газовая постоянная (Rуд = 287,05287 Дж/(кгК)); Т - температура Кельвина.

Уравнение (4) после подстановки в него (5) можно привести к виду

Или после умножения и деления правой части на gc

Произведя в правой части уравнения (6) замену с учетом (1), получим

Для интегрирования уравнения (7) необходимо в его правой части выразить Т через Н, что можно сделать для отдельных участков атмосферы, на которых зависимости Т от Н описываются известными функциями. С этой целью воспользуемся следующей табл. 1, в которой согласно ГОСТ 4401-73 представлены данные о температуре на характерных интервалов высот в диапазоне от 0 до 80 000 м.

Таблица 1

			Зависимость Т от Н на высотах от 0 до 80 000 м
№	Интервал		Интервал температур. К	Темпера-
интервала	высот, м	Характер изменения температуры внутри интервала			турный градиент р.
	От	До		От Т.	До Т..
	Н*	Н**				К/м
1	0	ll 000	Падает по линейному закону	288.15	216.65	-0,0065
2	11000	20000	Постоянна	216.65	216.65	0.0000
3	20000	32000	Возрастает линейно	216.65	228.65	0,0010
4	32000	47000	То же	228.65	270.65	0.0028
5	47000 . 51000	Постоянна	270.65	270.65	0,0000
6	51000 71000	Падает по линейному закону	270.65	214.65	-0,0028
7	71000	80000	Тоже	271.65	196.65	-0,0020



На основании табл. 1 можно представить две типовые зависимости Т от Н:

Где Т* и Н* - температура и давление, отвечающие началу интервала. Зависимость (8) справедлива для интервалов 1, 3, 4, 6 и 7, где В+0, а зависимость (9) -для интервалов 2 и 5, где В=0.

Если подставить (8) в (7), то получим дифференциальное уравнение с раздельными переменными:

Интегрируя левую часть уравнения (10) в пределах от р* до р, а правую в пределах от Н* до Н, получим

Аналогично, интегрируя уравнение (7) после подстановки в него (9), будем иметь:

Уравнения (11) и (12) дают зависимости р от Н, при этом уравнение (11) справедливо для интервалов, где В+0, (интервалы 1, 3, 4, 6 и 7), а уравнение (12) - для интервалов, где В=0 (интервалы 2 и 5). При использовании этих уравнений в них необходимо подставлять отвечающие данному интервалу значения Н* и Т*, взятые из табл. 1. Начальное давление для первого интервала принимается равным р*=101 325 Па = 760 мм рт. ст. Таким образом, для высот от 0 до 11000 м. Где р0 = 101 325 Па = 760 мм рт. ст.; Т0 = 288,15 К; В = - 0,0065 К/м. Для высот от 11 000 до 20 000 м

Гдер,, =22 632 Па = 169,754 мм рт. ст.; Т,, =216,65 К. Уравнения (11) и (12) могут быть решены относительно Н:

Для В+0

Для В=0

Из формул (15) и (16) видно, что измеряемая высота является функцией четырех параметров

(17) H = f(p,p*,T.uВ).



Отсюда следует, что барометрический метод позволяет вычислить высоту полета относительно любого уровня, если известны значения р, р*, Т* и В. Давлении р можно непосредственно измерить на самолете при помощи манометра абсолютного давления. Если считать остальные параметры (р, р*, Т*) постоянными, то высота полета однозначно определяется давлением

H=f (p)

Шкала манометра может быть отградуирована в единицах высоты. Такой прибор называется барометрическим высотомером.

Из уравнения (17) следует, что барометрический высотомер показывает высоту относительно того уровня, давление и температура которого (р* и Т*) заданы при градуировке прибора. Барометрические высотомеры градуируют для стандартных условий, т.е. р.=760 мм рт. ст. и Т*=288,15 К. Температурный градиент в диапазоне высот от 0 до 11 км принимают равным В=-0,0065 К/м.

Радиотехнический метод измерения высоты полета

Радиотехнический метод измерения высоты полета основан на измерении времени прохождения радиоволн от самолета до земной поверхности и обратно (после их отражения). Устройства, построенные по этому принципу, измеряют истинную высоту полета и называются радиовысотомерами. У них имеются две антенны:

-антенна А1 радиопередатчика, установленная на самолете, непрерывно излучает электромагнитные волны, которые, отражаясь от земной поверхности, возвращаются к самолету рис. 2.

-антенна А2 радиоприемника, также находящегося на самолете, принимает как излучаемые антенной радиопередатчика, так и отраженные от Земли радиоволны.

Рис.2

Современные барометрические высотомеры. Указатели высоты кодовые УВК-1 М-ПБ и УВК-1Ф-ПБ

Указатели УВК-1 М-ПБ (информация в метрах) и УВК-1Ф-ПБ (информация в футах) предназначены для:

Приема и преобразования информации о Нотн в виде электрического цифрового сигнала (RS-232);

Индикации Нотн (от -500 м до 13000 м);

Выдачи информации о Нотн, Набс в виде: цифрового сигнала (RS-232), относительного сопротивления потенциометрических выходов и сигнала синусно-косинусного трансформа гора (СКТ);

Ручного ввода, индикации барометрического давления на уровне земли Р0(, и выдачи его в виде цифрового сигнала (RS-232) в MBII-1-1 (от 806,2 мм рт. ст. (1075 гПа) до 525 мм рт. ст. (701 гПа).

Таблица. Точностные характеристики указателей:

Изделие	Вид выходного параметра Нотн	Диапазон параметра	Предел допускаемой точности (За) при температуре среды
			+25°С	+60°С	-30° С
УВК-1М-ПБ	Визуальный, м	-500 до 13000	±3	13	±4
	Потенциометрический, % Rотн		±0,08	±0,08	±0,11
	Цифровой сигнал, м (RS-232)		±3	±3	±4
УВК-1Ф-ПБ	Визуальный, фут	-1640 до 41000	±10	±10	±14
	Потенциометрический, % Rотн		±0,08	±0,08	±0,11
	Цифровой сигнал, м (RS-232)		±3	±3	±4

Значения температур °С:

Рабочая повышенная

Рабочая пониженная

Рабочая кратковременная повышенная

Предельная повышенная

Предельная пониженная

Электропитание и потребляемая мощность:

По постоянному току напряжением 27 В 20В Г

По переменному току частотой 400Гц напряжением 5,5В 5ВА

По переменному току частотой 400Гц напряжением 36В 2ВА

Габаритные размеры изделия:85x85x228 мм

Масса указателя:2 кг

Назначенный ресурс:50 000 часов

Назначенный срок службы: 30 лет

Высотомеры барометрические механические типа ВБМ

Высотомеры типа ВБМ предназначены для измерения и индикации текущего значения относительной высоты, а также для установки и индикации величины атмосферного давления.

Высотомеры разработаны с использованием единой конструктивной базы. Для уменьшения влияния трения в механизме имеется встроенный вибратор.

Индикация высоты осуществляется с помощью счетчика километров и круговой шкалы с двумя стрелками.

Высотомеры выпускаются в трех модификациях: с красным, красно-белым и белым встроенным освещением шкалы.

В футовом варианте высотомера ВБМ-2 (шифр ВБМ-2Ф) индикация высоты осуществляется с помощью счетчика сотен футов и круговой шкалы со стрелкой. Высотомер имеет белое встроенное освещение

Таблица

	ВБМ-1А	ВБМ-1	ВБМ-2 / ВНМ-2Ф	ВЬМ-3	ВБМ-Р
Измеряемая высота, м фут	-500... 5000	-500... 10000	-500... 15000 -1600... 50000	0...30000	-500...30000
Погрешность измерения в нормальных климатических условиях, м: при высоте (м) 0 5000 9000 12000 19000
Диапазон индикации атмосферного давления	700... 1080 гПа	525-810 мм рт. ст.
Габаритные размеры, мм	85x85x190	85х85х190	85x85x240	85x85x190	65x65x160
Масса, кг	1,2	1,2	1,4	1,6	1,0
Электропитание	+27 В, 1,5 Вт; 5,5 В, 2,2 В А
Особенности				Электрический выход по Р3	Сигнализация малой высоты

Электронный барометрический высотомер ВБЭ-СВС - прибор нового поколения высотомеров с ЖК-дисплеем, совмещающий функции измерителя высоты, системы воздушных сигналов и системы сигнализации высоты эшелонирования.

ЖК-дисплей имитирует лицевую панель механического высотомера. Цвет индикатора меняется в зависимости от выбранной системы единиц измерения. Переключение осуществляется нажатием кнопки F, (зеленый цвет индикатора соответствует метрической системе, оранжевый футовой).

Высотомер удовлетворяет требованиям RVSM.

На ЖКИ-экран выдается следующая информация:

Текущее значение относительной барометрической высоты

Величина атмосферного давления у земли Р3

Заданная высота эшелона

Сигнал предупреждения о полете ни относительной высоте менее 1000 м

Сигнал об отклонении от высоты эшелона на 60-150 м (мигающая рамка на панели прибора)

Сигнал об отклонении от высоты эшелона более, чем на 150 м (светящаяся рамка на панели прибора)

Информация о текущих значениях высотно-скоростных параметров (для высотомера ВБЭ-2 - только абсолютной и относительной высот) и заданной высоте эшелона передается в бортовые системы в виде 32-разрядного последовательного кода по ГОСТ 18977-79 и РТМ 1495-75 (изменение 3) и ARINC 429.

Дополнительно в бортовую систему выдаются электрические сигналы:

Об отклонении от заданной высоты эшелона более чем нам 150 м

О выходе самолета в зону, ограниченную отклонением 150 м от заданной высоты эшелона и о выходе из зоны, ограниченной отклонением 60 м от заданной высоты эшелона (сопровождается звуковой сигнализацией)

Об исправности высотомера при включенном электропитании

Таблица. Входная информация. Диапазон

Статическое давление. гПа	115,5...1074
Полное давление, гПа	115,5...1150
Давление у поверхности земли, гПа	577...1075
Температура торможения, °С	-60...+99
Выходная информация	Диапазон	Погрешность
Высота абсолютная (Набс), м	-503... 15240	±4,6 (при Н=-503) до ±24,4 (при Н=15240)
Высота относительная (Нотн), м	0... 15240	±6,1 (при Н=0) до ±24.4 (при Н= 15240)
Вертикальная скорость (Vy), м/с	±102	5% или 0,15
Приборная скорость (Vnp). км/ч	55,5...832	±9,3 (при V=55,5) до 1.85 (при V=832)
Истинная скорость (Vист), км/ч	185...1108	±7,4
Температура наружного воздуха (Тн), °С	-99...+60	±1
Температура торможения (Тт), °С	-60...+99	±0,5
Полное давление (Рп), гПа	115,5...1150	±1,7
Статическое давление (Рст), гПа	115,5...1074	±0,7
Число М (М)	0,1-.-1,0
Высота эшелона (Нэ), м	0... 15000
Электропитание, В	+27
Габаритные размеры, мм	85x85x235
Масса, кг	1,6

Электронный барометрический высотомер ВБЭ-СВС-М

Электронный барометрический высотомер ВБЭ-СВС-М прибор нового поколения, совмещающий функции измерителя высоты, системы воздушных сигналов и системы сигнализации высоты эшелонирования.

В качестве индикатора используется полноцветный матричный ЖКИ-модуль с высокими яркостными и оптическими характеристиками.

Применение этого модуля дает возможность:

Использовать при индикации различные цвета, чтобы улучшить визуальное восприятие информации и снизить вероятность ее ошибочного считывания

Выдавать на экран высотомера информацию в футовой, или в метрической системах измерений

Переключать режимы индикации и вводить необходимую информацию с помощью удобно расположенных кнопок

Воспроизводить лицевую панель любого механического или электромеханического высотомера в привычном для пилота виде.

Вводить в визуальную картинку дополнительные информационные элементы, характерные для многофункциональных авиационных индикаторов. Точностные характеристики высотомера соответствуют требованиям RVSM.

По цепям электропитания, выходным электрическим сигналам и габаритным характеристикам прибор аналогичен высотомерам ВБЭ-СВС и соответствует рекомендациям ARINC 429 и 706.

Теория барометрических высотомеров

Барометрический высотомер представляет собой манометр абсолютного давления.

Чувствительным элементом прибора является анероид - мембранная коробка 1, из которой откачен воздух. Анероид помещен в герметичном корпусе 2, который сообщается трубопроводом 3 с приемником статического давления 4, расположенным вне самолета.

Особенностью данной конструкции является спаренный блок чувствительных элементов, состоящий из двух анероидов 1, каждый из которых через кривошипно-шатунную передачу 2 и зубчатый сектор 3 связан с общей трубкой 4. Полезные вращающие моменты секторов, обусловленные изменением давления, суммируются, а вредные моменты, вызванные влиянием неуравновешенных масс анероидов, взаимно компенсируются. Анероиды укреплены на плоских пружинящих пластинах 5, опирающихся на биметаллические стержни 6, выполняющие роль температурных компенсаторов 1-го рода. Температурные компенсаторы 2-го рода выполнены в виде биметаллических пластин 7, которые при изгибе изменяют плечо кривошипно-шатунной передачи.

Другой особенностью данной конструкции является поворотный мультипликатор 8, включенный между выходной осью блока чувствительных элементов и выходной осью прибора. Мультипликатор увеличивает угол поворота основной (длинной) стрелки на столько, что она делает один оборот на каждые 1000 м. Дополнительный зубчатый редуктор приводит в движение еще две стрелки - вторую (короткую), делающую один оборот на 10 000 м и третью (индекс), один оборот которой составляет 100 000 м. Кроме того, мультипликатор связан зубчатой передачей с кремальерой 9 и шкалой 10 барометрического давления, наблюдаемой через окошко на циферблате 11. При вращении кремальеры поворачивается корпус 8 мультипликатора, благодаря чему осуществляется перевод стрелок и одновременно поворот шкалы барометрического давления. Стрелки прибора подходят к нулю, когда измеряемое давление становится равным давлению, которое выставлено на шкале барометрического давления.

Высотомер снабжен задатчиком высоты, выполненным в виде треугольного индекса, который можно передвигать с помощью ручки 12, расположенной за кремальерой 9. Наряду с высотомерами, индицирующими высоту полета, существуют датчики высоты, основанные на том же принципе и снабженные преобразователем, выдающим электрическое напряжение, зависящее от высоты полета.



Выбор датчика давления

Выбор датчика давления является одним из важнейших этапов проектирования аэрометрических приборов. Для своего прибора я выбрал датчик давления ДДГ-3-2, принцип работы которого основан на изменении собственных колебаний тонкостенного металлического цилиндра, в зависимости от механических напряжений, вызываемых изменением давления внутри цилиндра. Датчики, построенные по такой схеме, также называются вибрационными датчиками. Выходным сигналом таких датчиков, как правило, является последовательность электрических импульсов, что является очень удобным для сопряжения датчика с цифровой схемой измерения или БЦВМ.

Основные технические характеристики датчика ДДГ-3-2:

Температурный коэффициент чувствительности, % диапазона/1°С,

не более: …0.007.

Диапазон измерения давления, кПа:…... 1.33-280.

Долговременная нестабильность % диапазона за год, не более:… 0.04.

Основная погрешность измерения, % диапазона, не более:… …0.01.

Начальная частота выходного сигнала, кГц:….5.2.

Изменение частоты выходного сигнала, % не менее: 20.

Выходной сигнал температурной коррекции, В:… …0...10.

Рабочий температурный диапазон, °С:… - 60.. .70.

Потребляемая мощность, Вт, не более:… 1.0.

Габаритные размеры, мм……….36*70*90.

Масса, кг:0.4.

Разработка функциональной схемы

На преобразователь ПЧН поступает частотный сигнал с датчика в виде импульсов, где преобразуется в напряжение. Напряжение с преобразователя поступает на вычитающее устройство, на которое также поступает напряжение с задатчика начального давления. С вычитающего устройства сигнал подается на аналого-цифровой преобразователь, происходит оцифровка сигнала и значение выдается на индикатор в виде высоты.

Напряжение с задатчика начального давления подается также на вторичный аналого-цифровой преобразователь, где оцифровывается и значение выдается на индикатор в виде давления у земли.

График зависимости высоты от давления

Рис

Из графика видно, что зависимость высоты от давления отО до 1000 метров является линейным, что значительно упрощает построение электрической принципиальной схемы.

Электрическая принципиальная схема построена на основе аналого-цифрового преобразователя серии КР572ПВ2:

Устройство работает по принципу двойного интегрирования, широко применяемому в цифровых измерительных приборах. Идея этого метода состоит в том, что вначале интегрирующий конденсатор заряжают в течение определенного времени током, пропорциональным измеряемому напряжению, а затем разряжают определенным током до нуля. Время, в течение которого происходит разрядка конденсатора, пропорционально измеряемому напряжению. Это время измеряется счетчиком, входные сигналы которого подаются на цифровые индикаторы.

В состав микросхемы входит тактовый генератор. Частота следования его импульсов определяется внешними элементами Rг и Сг.

Номиналы деталей частотозадающих цепей тактового генератора рассчитывают по формуле Cг=0,45/fг Rг.

Диапазон входных напряжений микросхемы зависит от образцового напряжения U06p и определяется его соотношением с Uвх.макс .= ±1,999Uобр . -Текущие показания индикаторов выражаются числом, равным 1000Uвх/Uобр.

Период измерений при частоте тактовых импульсов 50 кГц составляет 320 мс (3 измерения в секунду). Максимальный ток, потребляемый микросхемой от обоих источников питания, - не более 1,8 мА, выходной ток старшего разряда - не менее 10 мА, остальных - не менее 5 мА. Коэффициент ослабления синфазного напряжения 100дБ, погрешность преобразования не превышает 1, 3 и 5 единиц младшего разряда для микросхем КР572ПВ2. Указанные параметры гарантируются при температуре (25±5) °С и питающих напряжениях +5В и - 5Вс нестабильностью ±1%. Нестабильность образцового напряжения должна быть не хуже 0,1% так как она входит в погрешность измерения. Входное сопротивление микросхемы превышает 100Мом (оно определяется лишь утечками).

Расчет надежности.

Одним из важнейших показателей приборов является надежность.

Во многом она зависит от технического процесса сборки.

Не выполнение технического процесса может привести к ускоренному износу деталей, снижение точности прибора и в конечном счете к отказу в работе. В теории надежности одним из важнейших понятий является отказ. Под отказом понимают полную или частичную утрату изделием работоспособности.

Отказы бывают постепенные и внезапные, независимые и зависимые, полные и частичные. Для определения времени наработки до первого отказа рассчитывается интенсивность отказов с помощью программы "SAFETY".

Описание программы надежности "SAFETY"

Программа «Safety» предназначена для автоматизации расчета надежности и построения всех необходимых данных, с возможностью вывода графической и текстовой информации на печать.

Прежде чем перейти к описанию программы надо разъяснить основные термины. Настоящая терминология установлена ГОСТом 13377 - 75.

Надежность - свойство изделия выполнять заданные функции в определенных условиях эксплуатации в течении определенного времени при сохранении эксплуатационных характеристик в допустимых пределах. Надежность является комплексным свойством, которое обуславливается безотказностью, долговечностью, ремонтопригодностью и сохранностью.

Безотказность - ев - во изделия сохранять работоспособность в течении некоторого времени или некоторой наработки. Безотказность количественно оценивается вероятностью безотказной работы.

Долговечность - свойство изделия сохранять работоспособность до наступления предельного состояния при установленной системе технического обслуживания и ремонта.

11редельное состояние - состояние, при котором должна быть прекращена эксплуатация изделия.

Ремонтоспособность - приспособленность изделия к предупреждению, обнаружению и устранению повреждения.

Отказ - событие заключающееся в нарушении работоспособности.

Показатель надежности - количественная характеристика одного или нескольких свойств, составляющих надежность изделия.

Наработка -- продолжительность или объем работы проведенный изделием.

Невосстанавливаемое изделие - изделие, работоспособность которого в случае возникновения отказа не подлежит восстановлению. Такими изделиями являются электрорадио изделия, ИМС, элементы, комплектующие изделия электрических и электронных схем.

Восстанавливаемое изделие - изделие, работоспособность которого в случае возникновения отказа подлежит восстановлению.

Поправочные коэффициенты интенсивности отказов а определяются по графикам, как функции температуры и коэффициенты нагрузки.

Коэффициент нагрузки Кн оценивает электрический режим работы элемента и определяется значением параметра, характеризующего работу элемента в реальном режиме, к номинальному значению этого параметра, определенному техническими условия.

Для резисторов Кн = Рраб / Рном, где :

Р раб - рассеиваемая мощность в данном режиме резистора, Вт,

Рном -номинальная мощность рассеивания.

Для конденсаторов Кн = U / Uраб, где:

Uд и Uраб - соответственно действующие в данном режиме и рабочее напряжение конденсатора, В.

Для диодов определяются два коэффициента нагрузки: по напряжению

Кни= Uобр.раб/ Uобр.ном, , по току КHi = Iпр.раб / Iпр.ном,

где Uобр - напряжение обратное рабочее и номинальное, В, 1пр- значение прямого тока, рабочее и номинальное, мА.

Для транзисторов Кн= Рраб/ Рном ,

где Р - мощность транзистора, мВт.

Коэффициент нагрузки может принимать значения в пределах от 0,2 до 1,2.



Порядок работы с программой «Safety»

1. Для решения задачи с помощью программы «Safety необходимо подготовить следующие данные:

количество групп однотипных элементов

количество элементов в каждой группе

интенсивность отказов в каждой группе

знать или рассчитать режимы работы

поправочные коэффициенты каждой группы.

2. Занести выше перечисленные данные в соответствующие графы и столбцы таблицы, которая вызывается из-под меню «Ввод данных» ( Работа с меню осуществляется с помощью клавиши Enter для выбора нужного пункта).

Особое внимание надо уделить столбцам «Интенсивность отказа элемента» и «Поправочный коэффициент».

В столбце «Интенсивность отказа элемента» можно ввести данные либо вручную ( с помощью клавиатуры), либо воспользоваться базой данных, для этого следует ввести наименование группы элементов в виде, представлена в приложении. Так же и для столбца «Поправочный коэффициент» можно воспользоваться БД путем указания номера группы элемента, приведенных в таблице 7.2.1.

Если же группы элементов нет в таблице 7.2.1 ,то в качестве группы элементов вводится «0», а поправочный элемент вводится с клавиатуры.

3. После того, как вся таблица будет заполнена, программа выдаст запрос в виде меню, в котором в свою очаредь нужно выбрать нужную опцию (работа с меню описана выше).

3.1. Опция

3.2 «Вывод таблицы на принтер».

3.3. «Выход», если вы полностью закончили работу с таблицей.

4. Для вывода графика необходимо, чтобы были введены все данные и коэффициенты условия С помощью клавиш необходимо ввести:

1. Максимальное время 5000 часов

2. Максимальная вероятность безотказной работы 0.8 5Распечатка графиков производится после их оформления соответствующие ответы на вопросы.

Решение контрольной задачи по надежности

Дано: схема электрическая принципиальная (См. приложение). Чтобы заполнить таблицу предварительного расчета надежности, необходимо:

В графе «Программа расчета аппаратуры в дипломных и курсовых проектах для специальностей» курсором выделить «Авиационные приборы и комплексы»

Осуществить ввод данных в таблицу и получить значения интенсивности отказов.

Задаться коэффициентами (условия эксплуатации самолетные)

Построить график, указав: максимальное время на шкале, минимальную вероятность на шкале, допустимую вероятность.

Размещено на Allbest.ru