飛機(jī)飛行參數(shù)傳感器及檢測(cè)PPT課件

1、 機(jī)載設(shè)備是飛行器中各種測(cè)量傳感器、儀表和顯示系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng) 、雷達(dá)系統(tǒng)、通訊系統(tǒng)、電源電氣等系統(tǒng)和設(shè)備的統(tǒng)稱(chēng)。9.1 概述第1頁(yè)/共108頁(yè)自動(dòng)駕駛飛行儀表飛行儀表眼、腦、手眼、腦、手駕駛桿駕駛桿舵面舵面飛機(jī)氣動(dòng)力飛機(jī)氣動(dòng)力人工操縱回路人工操縱回路感應(yīng)元件感應(yīng)元件舵面舵面飛機(jī)氣動(dòng)力飛機(jī)氣動(dòng)力自動(dòng)駕駛儀操縱回路自動(dòng)駕駛儀操縱回路執(zhí)行元件執(zhí)行元件變換放大元件變換放大元件第2頁(yè)/共108頁(yè)電傳操縱（Fly-by-Wire）大氣數(shù)據(jù)傳感器大氣數(shù)據(jù)傳感器空氣動(dòng)力空氣動(dòng)力力和力矩力和力矩電信號(hào)電信號(hào)操縱操縱面位面位置指置指令令動(dòng)作筒位置反饋動(dòng)作筒位置反饋動(dòng)作筒動(dòng)作筒操縱面操縱面飛機(jī)氣動(dòng)力飛

2、機(jī)運(yùn)動(dòng)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)傳感器運(yùn)動(dòng)傳感器駕駕駛駛桿桿電信號(hào)傳送電信號(hào)傳送第3頁(yè)/共108頁(yè) 飛行器通過(guò)傳感器測(cè)量各種直接參數(shù)，由機(jī)載計(jì)算機(jī)計(jì)算得到間接參數(shù)，經(jīng)系統(tǒng)處理轉(zhuǎn)變?yōu)榭娠@示的參數(shù)，由顯示系統(tǒng)以指針、數(shù)字或圖形方式顯示出來(lái)，或?qū)⑦@些參數(shù)傳輸給自動(dòng)控制系統(tǒng)，產(chǎn)生控制指令，直接操縱飛行器改變飛行狀態(tài)。 第4頁(yè)/共108頁(yè)飛行參數(shù)儀表 發(fā)動(dòng)機(jī)儀表 輔助儀表第5頁(yè)/共108頁(yè)飛行器狀態(tài)參數(shù)分類(lèi)飛行參數(shù)飛行高度、速度、加速度、姿態(tài)角和姿態(tài)角速度等；動(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、溫度、燃油量、進(jìn)氣壓力、燃油壓力等；導(dǎo)航參數(shù)位置、航向、高度、速度、距離等；其他系統(tǒng)參數(shù)生命保障系統(tǒng)參數(shù)、飛行員生理參數(shù)、電源系統(tǒng)參數(shù)、

3、設(shè)備完好程度、結(jié)構(gòu)損壞程度等。第6頁(yè)/共108頁(yè) 主要測(cè)量傳感器壓力傳感器 壓阻式、諧振式 工作模式：表壓、密封表壓、絕壓、差壓 針對(duì)不同系統(tǒng)第7頁(yè)/共108頁(yè)第8頁(yè)/共108頁(yè) 壓力傳感器的工作模式有表壓、密封表壓、絕壓、差壓等；壓力量程從1psi ( 0.07kg/cm2 ) 到 30000psi；電磁干擾保護(hù)，雙重防護(hù)隔離；多種壓力端口和電連接器規(guī)格。 飛機(jī)上許多壓力參數(shù)需要檢測(cè)，如針對(duì)輔助動(dòng)力裝置（APU），需要測(cè)量引氣氣壓、進(jìn)氣口壓力、主油路壓力、P3 空氣壓力、P1 空氣總壓、排氣壓力及燃油過(guò)濾器壓差等。第9頁(yè)/共108頁(yè)針對(duì)推進(jìn)器/發(fā)動(dòng)機(jī)需要測(cè)量的壓力參數(shù)有： 滑油差壓；發(fā)動(dòng)機(jī)滑

4、油絕壓；發(fā)動(dòng)機(jī)滑油表壓；發(fā)動(dòng)機(jī)功率扭矩表壓；燃油過(guò)濾器壓力；燃油泵壓力；滑油過(guò)濾器差壓；滑油溫度及壓力；P1 空氣絕對(duì)總壓；P2 壓氣機(jī)進(jìn)氣壓力；P2.5 級(jí)間進(jìn)氣絕壓；P3 引氣氣壓；P3 壓氣機(jī)排氣壓力；傳動(dòng)裝置滑油壓力；滑油冗余壓差；燃油過(guò)濾器冗余壓差；起動(dòng)機(jī)空氣閥冗余壓力等。第10頁(yè)/共108頁(yè) 針對(duì)環(huán)境控制系統(tǒng)（ECS），需要測(cè)量以下壓力參數(shù)： 空調(diào)壓縮機(jī)排氣壓力；空調(diào)進(jìn)氣口表壓及絕壓；氣道差壓；空氣過(guò)濾器差壓；機(jī)艙空氣表壓及絕壓；防冰系統(tǒng)熱空氣壓力開(kāi)關(guān)；防冰系統(tǒng)表壓；氧氣儲(chǔ)量測(cè)量；氧氣調(diào)節(jié)器壓力；機(jī)組成員艙氧氣壓力；冷氣系統(tǒng)表壓及絕壓；飲用水表壓；飲用水水位；蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)壓力等

5、。第11頁(yè)/共108頁(yè) 變形測(cè)量是將膜片、膜盒、波紋管、包端管等彈性元件作為壓力敏感元件，在受到流體介質(zhì)的壓力后，這些元件產(chǎn)生變形，將變形的位移放大后轉(zhuǎn)變成指針的指示，也可通過(guò)電位計(jì)轉(zhuǎn)變?yōu)殡妷盒盘?hào)，以數(shù)字方式顯示出來(lái)。 特性參數(shù)測(cè)量是將單晶硅膜片、振動(dòng)膜片、振動(dòng)筒等作為敏感元件，在其受到壓力后，自身的電阻或固有振動(dòng)頻率發(fā)生變化，測(cè)量這些變化就可間接得到壓力數(shù)值。 測(cè)量壓力最常用的方法有：第12頁(yè)/共108頁(yè)l溫度傳感器：電阻式、熱電偶式l轉(zhuǎn)速傳感器：磁轉(zhuǎn)速表、脈沖數(shù)字式轉(zhuǎn)磁轉(zhuǎn)速表、脈沖數(shù)字式轉(zhuǎn)速表速表l加速度傳感器l迎角傳感器第13頁(yè)/共108頁(yè)9.2 迎角傳感及檢測(cè)一、迎角與迎角傳感器迎角（

6、也稱(chēng)攻角）是飛機(jī)機(jī)翼弦線(xiàn)（或飛機(jī)縱軸，二者間僅差一個(gè)固定安裝角）與迎面氣流間的夾角。測(cè)量飛機(jī)迎角的裝置，又稱(chēng)攻角傳感器。迎角信號(hào)可直接指示，供駕駛員觀察。在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中，迎角傳感器的輸出經(jīng)補(bǔ)償計(jì)算后變?yōu)檎鎸?shí)迎角，用于靜壓源誤差修正，并可把此信號(hào)輸給儀表顯示和失速警告系統(tǒng)。在飛行控制系統(tǒng)中常引入迎角信號(hào)來(lái)限制最大法向過(guò)載。迎角信號(hào)還用于油門(mén)控制系統(tǒng)。 第14頁(yè)/共108頁(yè)第15頁(yè)/共108頁(yè)二、迎角傳感器1 、旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器 精度： 0.1 0.2 帶阻尼器翼形傳感器即旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式傳感器，它由一個(gè)經(jīng)過(guò)靜力平衡的風(fēng)標(biāo)(葉片)，傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、信號(hào)變換器(自整角機(jī)或電位計(jì))及固定連結(jié)部分等組成。第

7、16頁(yè)/共108頁(yè)第17頁(yè)/共108頁(yè) 風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器的結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單，工作可靠，但對(duì)翼型剖面的加工和表面光潔度的要求很高。 分單風(fēng)標(biāo)與雙風(fēng)標(biāo)兩種，后者是迎角和側(cè)滑角的組合傳感器。 單風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器多裝于飛機(jī)側(cè)面，而雙風(fēng)標(biāo)式傳感器常與空速管組合在一起，安裝在機(jī)頭前的撐桿上，由于遠(yuǎn)離機(jī)頭，處于較平穩(wěn)的氣流中，感受飛機(jī)迎角比較準(zhǔn)確。第18頁(yè)/共108頁(yè)單風(fēng)標(biāo)式單風(fēng)標(biāo)式第19頁(yè)/共108頁(yè)雙風(fēng)標(biāo)式（殲七）雙風(fēng)標(biāo)式（殲七）第20頁(yè)/共108頁(yè)特性實(shí)用措施：1，為使之穩(wěn)定，一般均加阻尼器2，為防止結(jié)冰，葉片內(nèi)部應(yīng)有加溫裝置3，有時(shí)為增加氣動(dòng)力矩，采用兩個(gè)葉片特點(diǎn) 優(yōu)點(diǎn)：構(gòu)造簡(jiǎn)單，體積小，無(wú)原理誤差 缺

8、點(diǎn)：1）安裝位置的影響較大，在高速飛機(jī)上要找到氣流平穩(wěn)的部位也是非常困難； 2）由于氣流不穩(wěn)，即使有阻尼器，不穩(wěn)定的擺動(dòng)也難以消除。第21頁(yè)/共108頁(yè)2、差壓管式迎角傳感器第22頁(yè)/共108頁(yè) 差壓管式迎角傳感器由差壓管和壓力傳感器組成。差壓管與皮托管相似，上頁(yè)圖示為可以測(cè)量阻滯壓力、迎角、側(cè)滑角的截錐形和球形五孔差壓管。在與差壓管軸線(xiàn)對(duì)稱(chēng)的上下和左右及軸線(xiàn)上各開(kāi)有一個(gè)孔。當(dāng)差壓管軸線(xiàn)與氣流方向一致時(shí)，各孔引入的壓力均相等；當(dāng)有迎角和側(cè)滑角時(shí)，某些壓力將不相等，由此可得出迎角和側(cè)滑角。第23頁(yè)/共108頁(yè)第24頁(yè)/共108頁(yè)3、零差壓式迎角傳感器由探頭，氣室，由探頭，氣室，漿葉和角度變漿葉和

9、角度變換器等組成。換器等組成。第25頁(yè)/共108頁(yè) 安裝在機(jī)身或機(jī)頭側(cè)面，探頭旋轉(zhuǎn)軸垂直安裝在機(jī)身或機(jī)頭側(cè)面，探頭旋轉(zhuǎn)軸垂直于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面，并使進(jìn)氣于飛機(jī)對(duì)稱(chēng)面，并使進(jìn)氣A、B的對(duì)稱(chēng)面與翼的對(duì)稱(chēng)面與翼弦方向平行。弦方向平行。 零壓式迎角傳感器有較好的阻尼，輸出零壓式迎角傳感器有較好的阻尼，輸出的電信號(hào)比較平穩(wěn)的電信號(hào)比較平穩(wěn)，精度也很高精度也很高(可達(dá)可達(dá)0.1)。傳感器中只有錐形探頭（約傳感器中只有錐形探頭（約10厘米長(zhǎng)）露在厘米長(zhǎng)）露在飛機(jī)蒙皮之外，對(duì)飛機(jī)造成的附加阻力極小。飛機(jī)蒙皮之外，對(duì)飛機(jī)造成的附加阻力極小。但傳感器結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，裝配精度要求較高。但傳感器結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，裝配精度要求較高

10、。第26頁(yè)/共108頁(yè)特點(diǎn)是一個(gè)反饋式測(cè)量系統(tǒng)，誤差較小主要誤差源：各種摩擦力矩以及不平衡質(zhì)量，所以，加工質(zhì)量（對(duì)稱(chēng)性，表面光潔度等）對(duì)傳感器精度影響較大。安裝位置誤差也是它的主要誤差尋找氣流擾動(dòng)位置較小的部位或者應(yīng)用兩個(gè)傳感器，并盡可能地安裝在飛機(jī)的對(duì)稱(chēng)面內(nèi)。第27頁(yè)/共108頁(yè) 由于在運(yùn)動(dòng)物體周?chē)淖杂蓺饬魇艿綌_動(dòng)，迎角傳感器不可能測(cè)得精確的真實(shí)迎角，這類(lèi)誤差稱(chēng)為位置誤差。零壓式迎角傳感器的安裝部位不能遠(yuǎn)離機(jī)體，其位置誤差較為嚴(yán)重。當(dāng)安裝位置確定后，位置誤差與飛行馬赫數(shù)緊密相關(guān)，這種關(guān)系可通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和實(shí)際試飛確定，以便在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中通過(guò)計(jì)算進(jìn)行補(bǔ)償。三、位置誤差及實(shí)際傳感器介紹 第2

11、8頁(yè)/共108頁(yè)4239攻角傳感器，標(biāo)準(zhǔn)輸出：攻角AOA, (Angle Of Attack)或側(cè)滑角AOS, (angle of sideslip )，用于小型、中型飛機(jī)，加熱。第29頁(yè)/共108頁(yè)YK100600空速管、攻角傳感器/側(cè)滑角傳感器系統(tǒng)（不加熱，直前端），其輸出量有總壓、靜壓、AOA、AOS。用于非常高速的飛行器，非結(jié)冰條件。YK100700空速管、攻角傳感器/側(cè)滑角傳感器系統(tǒng)（加熱，高速度）第30頁(yè)/共108頁(yè) 迎角傳感器的測(cè)量精度相當(dāng)重要，迎角數(shù)據(jù)的不準(zhǔn)確將導(dǎo)致氣壓高度、空速、性能速度、FAC（飛行增穩(wěn)計(jì)算機(jī)）計(jì)算的總重、迎角平臺(tái)與迎角保護(hù)門(mén)限值等數(shù)據(jù)產(chǎn)生誤差，嚴(yán)重的話(huà)還會(huì)

12、導(dǎo)致失速警告、自動(dòng)駕駛和自動(dòng)油門(mén)脫開(kāi)、飛行控制系統(tǒng)進(jìn)入備用法則等。 迎角傳感器安裝在飛機(jī)外部，容易遭受雷擊損壞，此外由于長(zhǎng)期暴露在高速氣流中，傳感器的風(fēng)刀等部位容易出現(xiàn)風(fēng)蝕、脫膠現(xiàn)象，從而導(dǎo)致的動(dòng)平衡性能變差，傳感器測(cè)量精度下降。第31頁(yè)/共108頁(yè)四、電子傾角傳感器核心部分是基于電容原理的且無(wú)可動(dòng)部件的敏感器件。它繞測(cè)量軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，電容線(xiàn)形變化，經(jīng)電子線(xiàn)路轉(zhuǎn)換成角度信號(hào)輸出。敏感元件和低功耗CMOS電路封裝在堅(jiān)固的塑料外殼內(nèi)。 可提供模擬、比率、數(shù)字和串行等輸出形式，其輸出信號(hào)不但表征具體傾角值，還表現(xiàn)傾角方向?？捎糜谳單粚?duì)準(zhǔn)，建筑設(shè)備，天線(xiàn)定位，機(jī)器人等。 第32頁(yè)/共108頁(yè)品牌：Accu

13、Star 型號(hào)：accustar 種類(lèi)：角度accustar電子式單軸傾角傳感器 詳細(xì)說(shuō)明:類(lèi) 型： 單軸傾角傳感器量 程： 60精 確 度： 0.1輸 出： 模擬，比例，數(shù)字或串行方式供電電源： -15vdc 或815vdc工作溫度： -3065電氣連接： 18英寸電纜特 點(diǎn)： CE認(rèn)證，高精度典型應(yīng)用： 車(chē)輪定位，建筑設(shè)備，天線(xiàn)定位，智能機(jī)器人，起重機(jī)或吊機(jī)臂轉(zhuǎn)角第33頁(yè)/共108頁(yè)AccuStar DAS20雙軸傾角傳感器 詳細(xì)說(shuō)明：類(lèi) 型：雙軸傾角傳感器量 程：20精 確 度：0.01輸 出：比例，脈寬調(diào)制供電電源：5-15vdc工作溫度：-3065電氣連接：板載式特 點(diǎn)：雙軸，雙功能

14、，高性?xún)r(jià)比、高精度的OEM產(chǎn)品典型應(yīng)用：車(chē)輪定位，平面水平，測(cè)量搖晃，手動(dòng)吊臂折疊保護(hù)，天線(xiàn)平衡第34頁(yè)/共108頁(yè)比率輸出式電子傾角傳感器是一種類(lèi)似于電位器原理，內(nèi)置信號(hào)調(diào)節(jié)的傳感器。 采用三線(xiàn)制：電源正、電源地及信號(hào)。輸出信號(hào)也是以電源地為參考的，因此，所用電源必須經(jīng)過(guò)穩(wěn)壓調(diào)整，在0即量程中點(diǎn)時(shí)，其輸出為電源電壓的1/2，這樣低功耗，供電電流0.5mA的傳感器非常適合于電池供電場(chǎng)合。全部設(shè)計(jì)內(nèi)置EMI/ESD抑制電 路。 第35頁(yè)/共108頁(yè)模擬輸出式電子傾角傳感器是一種雙極性直流電壓工作的、內(nèi)置信號(hào)調(diào)節(jié)功能的傳感器，供電電壓為815VDC，輸出3.6VDC，其輸出靈敏度為60mV/度且不

15、依賴(lài)于電源電壓。全部設(shè)計(jì)內(nèi)置EMI/ESD抑制電路。第36頁(yè)/共108頁(yè)串行輸出式電子傾角傳感器是將角度轉(zhuǎn)化為包括一個(gè)方向位和16位串行數(shù)據(jù)的傳感器。它采用三根傳輸線(xiàn)將數(shù)據(jù)傳送至處理器或PC機(jī)/I/O卡進(jìn)行處理，兼容TTL和CMOS邏輯電平。完整的信號(hào)及交換過(guò)程可很好地解決分時(shí)與傳送問(wèn)題。標(biāo)準(zhǔn)型用穩(wěn)定的5VDC供電，可提供內(nèi)置穩(wěn)壓電路型。全部設(shè)計(jì)均內(nèi)置EMI/ESD抑制電路。第37頁(yè)/共108頁(yè)數(shù)字脈寬輸出式電子傾角傳感器是將角度值轉(zhuǎn)化為正比于數(shù)字脈寬信號(hào)輸出的傳感器。當(dāng)給單次觸發(fā)計(jì)時(shí)器1#或2#發(fā)送一觸發(fā)脈沖時(shí)，電路便產(chǎn)生相對(duì)應(yīng)PW1或PW2脈沖。當(dāng)這兩個(gè)單次觸發(fā)計(jì)時(shí)器同時(shí)給予觸發(fā)時(shí)，便可讀

16、出PW1或PW2的差值PW。方向輸出線(xiàn)可告知用戶(hù)此時(shí)是順時(shí)針還時(shí)逆時(shí)針?lè)较颉Ｈ吭O(shè)計(jì)均內(nèi)置EMI/ESD抑制電路。第38頁(yè)/共108頁(yè)9.3 全靜壓系統(tǒng) (Pitot-Static System)一、組成：全壓管、靜壓孔、備用靜壓源、轉(zhuǎn)換開(kāi)關(guān)、加溫裝置和全、靜壓導(dǎo)管等。第39頁(yè)/共108頁(yè) “全壓”，就是飛行器正對(duì)氣流的表面氣流全受阻時(shí)的壓力，即運(yùn)動(dòng)氣體的全部壓力，包括氣體的靜壓和動(dòng)壓。 “靜壓”，是垂直于氣流運(yùn)動(dòng)方向的且不受流速影響而測(cè)得的壓力，即靜止大氣本身的壓力，也就是大氣壓力。 “動(dòng)壓”是指氣流受到阻礙，速度降低為零時(shí)，氣流動(dòng)能轉(zhuǎn)變成的壓力。第40頁(yè)/共108頁(yè) 全壓系統(tǒng)包括全壓收集器

17、件（空速管的全壓口或?qū)ｉT(mén)的全壓管）、傳送導(dǎo)管及有關(guān)的儀表； 靜壓系統(tǒng)包括收集靜壓的器件（空速管或機(jī)身的靜壓孔）、導(dǎo)管及有關(guān)儀表。 空速管或全壓管一般位于機(jī)翼前緣或飛機(jī)機(jī)頭前部，管前面的開(kāi)口正對(duì)氣流，從而使管中的氣流全部受阻，其壓力就是全壓。 空速管的靜壓孔或機(jī)身的靜壓孔因?yàn)樘幱跈M截面不變的位置，且垂直于氣流方向，所以收集到的是靜壓。第41頁(yè)/共108頁(yè)二、全壓和靜壓系統(tǒng)-部件位置 第42頁(yè)/共108頁(yè)第43頁(yè)/共108頁(yè)第44頁(yè)/共108頁(yè)第45頁(yè)/共108頁(yè)空客320部分傳感器位置第46頁(yè)/共108頁(yè)1，靜壓系統(tǒng) 靜壓孔位于機(jī)身前側(cè)面無(wú)氣流干擾的平滑處，此處便于測(cè)量靜壓。它安裝在機(jī)身蒙皮上的

18、稍稍向內(nèi)凹進(jìn)，因此稱(chēng)為平齊式靜壓孔。在孔周?chē)鷩娪幸蝗t漆，其下面有注意事項(xiàng)。要求保持圈內(nèi)的清潔和平滑，并且，靜壓孔上的小孔不能變形或堵塞。第47頁(yè)/共108頁(yè)第48頁(yè)/共108頁(yè) 在飛機(jī)飛行期間，即使靜壓孔區(qū)域保持清潔、光滑，測(cè)量到的靜壓也不會(huì)完全等于飛機(jī)外的靜壓。這種測(cè)量靜壓與真實(shí)靜壓之差被稱(chēng)為靜壓源誤差（SSE）。它取決于機(jī)身的外形、飛機(jī)的空速、迎角、襟翼和起落架的位置。靜壓源誤差的校正由大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)來(lái)完成。第49頁(yè)/共108頁(yè) 另外，還有一種飛行姿態(tài)也會(huì)影響靜壓的測(cè)量，這就是飛機(jī)側(cè)滑。在側(cè)滑期間，由于沖壓氣流的影響，機(jī)身左側(cè)靜壓高于正常靜壓，右側(cè)的靜壓低于正常靜壓。為了補(bǔ)償這一影響，在

19、機(jī)身兩側(cè)都開(kāi)了一個(gè)靜壓孔，并使它們連通。這樣就補(bǔ)償了由于飛機(jī)側(cè)滑帶來(lái)的影響。兩端的靜壓孔通過(guò)一個(gè)三通連接在一起，將靜壓提供給儀表。如下圖所示第50頁(yè)/共108頁(yè)靜壓系統(tǒng)部件位置第51頁(yè)/共108頁(yè)2，全壓系統(tǒng) 全壓等于動(dòng)壓與靜壓之和，它通過(guò)全壓管測(cè)得。全壓管將測(cè)得的全壓加到空速表。 全壓管通常位于機(jī)身的前部。保持良好的條件，不能影響氣流的流動(dòng)。其前端有一個(gè)開(kāi)孔收集氣流的全壓。 在管子內(nèi)有一個(gè)擋板，防止水或外來(lái)物進(jìn)入全壓管路。在管子的最低點(diǎn)有一個(gè)排泄孔，將水和灰塵顆粒排到外面。 電加溫探頭可以防止飛機(jī)在飛行期間結(jié)冰引起全壓管堵塞。如下圖示。第52頁(yè)/共108頁(yè)全壓系統(tǒng)部件位置及結(jié)構(gòu)第53頁(yè)/共1

20、08頁(yè)第54頁(yè)/共108頁(yè)第55頁(yè)/共108頁(yè)第56頁(yè)/共108頁(yè)三、全靜壓系統(tǒng)傳感器1、空速管全靜壓管全靜壓管又叫又叫空速管空速管或或皮托管皮托管，用來(lái)收集氣流的全壓，用來(lái)收集氣流的全壓( (又又稱(chēng)總壓稱(chēng)總壓) )和靜壓。和靜壓。全靜壓管為一表面十分光滑的線(xiàn)型管子。全靜壓管一般包全靜壓管為一表面十分光滑的線(xiàn)型管子。全靜壓管一般包括全壓、靜壓和加溫等部分括全壓、靜壓和加溫等部分 。 第57頁(yè)/共108頁(yè)全/靜壓管一般包括全壓、靜壓和加溫等部分。有一支架保持探頭離機(jī)身蒙皮幾英寸，來(lái)減小氣流的干擾。每個(gè)探頭上有三類(lèi)孔：一個(gè)孔超前感受全壓，兩組孔在側(cè)面感受靜壓，全壓部分用來(lái)收集氣流的全壓。全壓孔位于

21、全靜壓管的頭部正對(duì)氣流方向。全壓經(jīng)全壓室、全壓接頭和全壓導(dǎo)管進(jìn)入大氣數(shù)據(jù)儀表或系統(tǒng)。全壓室下部有排水孔，全壓室中凝結(jié)的水，可由排水孔或排水系統(tǒng)漏掉。靜壓部分用來(lái)收集氣流的靜壓。靜壓孔位于全靜壓管周?chē)鷽](méi)有紊流的地方。靜壓經(jīng)靜壓室、靜壓接頭和靜壓導(dǎo)管進(jìn)入儀表。全靜壓管是流線(xiàn)型的管子，表面十分光滑，其目的是減弱它對(duì)氣流的擾動(dòng)，以便準(zhǔn)確的收集靜壓。第58頁(yè)/共108頁(yè)一個(gè)底座包括電氣和氣壓接頭，加溫器連接到底座上的兩個(gè)絕緣的插釘上。在底座上的雙定位銷(xiāo)幫助探頭安裝時(shí)定位。密封墊用于提供座艙壓力密封，它安裝在探頭安裝凸緣與飛機(jī)機(jī)體之間。為了準(zhǔn)確地收集靜壓，避免全靜壓管前端及后部支架對(duì)靜壓孔處壓力的影響，靜

22、壓孔至全靜壓管前端的距離，大致應(yīng)等于全靜壓管直徑的三倍，至后部支架也應(yīng)有一定的距離。第59頁(yè)/共108頁(yè)第60頁(yè)/共108頁(yè)空速管及其安裝部位第61頁(yè)/共108頁(yè)第62頁(yè)/共108頁(yè)4380系列L型總壓受感器(全壓管)4420系列L型總靜壓受感器 用于固定翼和旋轉(zhuǎn)翼，無(wú)人機(jī)，小型或中等飛機(jī)。加熱工作。需要AN5812和AN5814機(jī)械接口。第63頁(yè)/共108頁(yè)4207型L型和直柄型總靜壓受感器 用于小型或中等飛機(jī)和UAVs無(wú)人機(jī)。加熱工作。 第64頁(yè)/共108頁(yè)1）飛行Ma數(shù)的影響速度特性單一考慮單一考慮Ma數(shù)影響，在亞聲速飛行時(shí)，總壓管感受的數(shù)影響，在亞聲速飛行時(shí)，總壓管感受的總壓可以認(rèn)為是

23、自由流的總壓，總壓可以認(rèn)為是自由流的總壓，Ma數(shù)的影響較小數(shù)的影響較小超聲速飛行時(shí)，由于激波，影響較大。超聲速飛行時(shí)，由于激波，影響較大。1，為正確地引入總管，總管外徑不能太大，為正確地引入總管，總管外徑不能太大2，總壓孔的直徑也應(yīng)遠(yuǎn)小于管的外徑，總壓孔的直徑也應(yīng)遠(yuǎn)小于管的外徑3，應(yīng)使總壓孔的軸線(xiàn)垂直于正激波。，應(yīng)使總壓孔的軸線(xiàn)垂直于正激波。2、總壓管及特征、總壓管及特征第65頁(yè)/共108頁(yè)2）迎角的影響-角度特性 角度特性：總壓誤差與迎角的關(guān)系不同結(jié)構(gòu)和尺寸的總壓管，其角度特性差別較大，使用時(shí)應(yīng)根據(jù)實(shí)際迎角范圍和允許誤差正確選用總壓管。即使Ma數(shù)小于等于1，迎角增大時(shí)，測(cè)壓管頭部也將產(chǎn)生局部

24、激波而使總壓誤差增大。管壁越薄，對(duì)迎角越不敏感，總壓誤差越小第66頁(yè)/共108頁(yè)不同結(jié)構(gòu)總壓管的角度特性第67頁(yè)/共108頁(yè)3、靜壓管及其特性與總壓測(cè)量相比較，靜壓測(cè)量要困難得多，Ma數(shù)，迎角，靜壓管結(jié)構(gòu)和安裝位置對(duì)引入靜壓的影響也要大得多。真實(shí)靜壓 Ps局部靜壓 Pse指示靜壓 Psi第68頁(yè)/共108頁(yè) 當(dāng)物體（如靜壓管）置于氣流中時(shí)，由于物體對(duì)氣流的阻滯和氣流流過(guò)物體表面時(shí)的加速，在物體前后一定距離內(nèi)和物體周?chē)撵o壓與自由流的真實(shí)靜壓Ps不相等，該靜壓稱(chēng)為“局部靜壓”P(pán)se，靜壓管引入的靜壓稱(chēng)為“指示靜壓”P(pán)si。靜壓誤差 Ps = Psi - Ps 靜壓相對(duì)誤差 Ps/Ps 指示靜壓它

25、與真實(shí)靜壓的差稱(chēng)為靜壓誤差。即第69頁(yè)/共108頁(yè)1）飛行Ma數(shù)的影響 無(wú)論Ma數(shù)大于或等于小于1，靜壓相對(duì)誤差是Ma數(shù)及其相對(duì)誤差的函數(shù)，與Ma數(shù)相對(duì)誤差成正比，與Ma數(shù)關(guān)系非線(xiàn)性。第70頁(yè)/共108頁(yè)MaMaMaMappss222 . 014 . 1 當(dāng)當(dāng)Ma 1，且認(rèn)為無(wú)總壓誤差時(shí)，靜壓，且認(rèn)為無(wú)總壓誤差時(shí)，靜壓相對(duì)誤差為相對(duì)誤差為當(dāng)當(dāng)Ma1時(shí)，時(shí)，MaMaMaqpcs 28 . 06 . 50 . 42 在不考慮靜壓管的形狀、結(jié)構(gòu)、安裝位置在不考慮靜壓管的形狀、結(jié)構(gòu)、安裝位置以及迎角所引起的誤差時(shí)，靜壓誤差可由上兩以及迎角所引起的誤差時(shí)，靜壓誤差可由上兩式求得。式求得。第71頁(yè)/共10

26、8頁(yè)2）靜壓管的結(jié)構(gòu)和迎角的影響1，結(jié)構(gòu)的影響：.開(kāi)孔位置第72頁(yè)/共108頁(yè) 引入靜壓的準(zhǔn)確與否在很大程度上取決于圓管上的靜壓孔距前、后端的距離和迎角的大小，由上圖可知，靜壓孔的位置必須適當(dāng)選擇以使指示靜壓接近于真實(shí)靜壓。為減小靜壓誤差，靜壓孔距前端的距離x1應(yīng)足夠大，一般不小于靜壓管外徑的8倍。第73頁(yè)/共108頁(yè). .管外形：錐形頭部和細(xì)長(zhǎng)管身管外形：錐形頭部和細(xì)長(zhǎng)管身. .管內(nèi)部形狀：半楔形，帶內(nèi)斜的圓柱形管內(nèi)部形狀：半楔形，帶內(nèi)斜的圓柱形第74頁(yè)/共108頁(yè)2，迎角的影響 靜壓隨迎角的增大而增大第75頁(yè)/共108頁(yè)3， 安裝位置的影響1）安裝在飛機(jī)頭部 Ma機(jī)身負(fù)壓，此時(shí)具有不大的正

27、靜壓誤差； Ma = 0.8 - 0.9，機(jī)身最大截面處產(chǎn)生激波，靜壓誤差迅速增大； Ma 稍大于1，各種激波越過(guò)靜壓孔，靜壓誤差下降為零； Ma1.1，靜壓誤差非常小；第76頁(yè)/共108頁(yè)翼型的亞跨音速氣動(dòng)特性第77頁(yè)/共108頁(yè)激波實(shí)例激波實(shí)例第78頁(yè)/共108頁(yè)典型亞聲速飛機(jī)的靜壓分布第79頁(yè)/共108頁(yè)2）安裝在機(jī)翼前緣，靜壓誤差變化情況更為復(fù)雜機(jī)翼、機(jī)身氣流的擾動(dòng)、機(jī)頭脫體激波的強(qiáng)度隨Ma數(shù)的增大而增強(qiáng)，并逐漸后移，這將使靜壓管在跨聲速范圍內(nèi)產(chǎn)生較大的正負(fù)交替變化的靜壓誤差，該變化規(guī)律隨機(jī)種不同差異很大。但大多數(shù)飛機(jī)在Ma1.2后，由于機(jī)頭脫體激波影響的增強(qiáng)，產(chǎn)生正的靜壓誤差。第80

28、頁(yè)/共108頁(yè)不同X/D值時(shí)的靜壓誤差的Ma數(shù)的關(guān)系第81頁(yè)/共108頁(yè)3）開(kāi)在機(jī)身上的靜壓孔 一般做為應(yīng)急靜壓孔使用，由于主要受機(jī)身最大截面處負(fù)壓力的影響，靜壓誤差一般為負(fù)值。第82頁(yè)/共108頁(yè)對(duì)任何安裝位置的靜壓管，在跨聲速區(qū)都有增減急劇變化的靜壓誤差，該區(qū)域通常認(rèn)為是靜壓不準(zhǔn)確區(qū)，不經(jīng)過(guò)認(rèn)真的氣動(dòng)力校準(zhǔn)和修正，測(cè)得的靜壓是不能使用的。測(cè)壓管不能在不同機(jī)種間或同一種機(jī)型不同安裝位置上任意互換。外形特殊設(shè)計(jì)可提高測(cè)量精度，簡(jiǎn)化測(cè)量系統(tǒng)誤差修正裝置。第83頁(yè)/共108頁(yè) 為防止結(jié)冰，測(cè)壓管中均有加溫電阻絲和排水孔。 為減弱擾動(dòng)，測(cè)壓管均做成流線(xiàn)型，表面必須十分光滑，進(jìn)氣口光滑準(zhǔn)確，不應(yīng)有任何

29、毛刺、劃痕和凹坑等工藝缺陷。 應(yīng)急總壓管一般使用兩個(gè)，并對(duì)稱(chēng)安裝在飛機(jī)頭部?jī)蓚?cè)，以盡量減小總壓誤差。第84頁(yè)/共108頁(yè)第85頁(yè)/共108頁(yè)第86頁(yè)/共108頁(yè)第87頁(yè)/共108頁(yè)第88頁(yè)/共108頁(yè)第89頁(yè)/共108頁(yè)第90頁(yè)/共108頁(yè)第91頁(yè)/共108頁(yè) 當(dāng)飛行速度很高時(shí)，測(cè)量飛機(jī)周?chē)髿獾臏囟?，涉及高速氣流溫度的測(cè)量；噴氣式飛機(jī)尾噴管中燃?xì)饬魉俳诼曀俚囊槐栋?，因此測(cè)量噴氣溫度，也屬于高速氣流溫度的測(cè)量。 用同樣一個(gè)溫度計(jì)測(cè)量靜態(tài)溫度相同而流速不同的兩個(gè)氣流流體時(shí)，流速相差越大，測(cè)得的溫度誤差越大。流速越快，測(cè)得的溫度越高。溫度升高是由于感溫元件對(duì)氣流產(chǎn)生的阻滯作用引起的能量間的轉(zhuǎn)換。

30、9.4 總溫測(cè)量一、總溫測(cè)量一、總溫測(cè)量第92頁(yè)/共108頁(yè) 當(dāng)受阻氣流速度降為零時(shí)，動(dòng)能全部轉(zhuǎn)換為熱能。氣流速度降低到零的那點(diǎn)（A點(diǎn)）的溫度，稱(chēng)為全受阻溫度，也稱(chēng)總溫。 實(shí)測(cè)的總溫始終小于實(shí)際總溫而大于靜溫，因?yàn)橐徊糠直粴饬鲙ё撸徊糠州椛?、傳?dǎo)散熱，因此實(shí)際動(dòng)力溫度小于理論值。而測(cè)得靜溫一般較為困難。 1、測(cè)總溫的意義： 1）利用總溫和Ma，得到靜溫可知大氣溫度 2）利用總溫，可以了解氣流中物體受熱的情況，防止物體因過(guò)熱而損壞第93頁(yè)/共108頁(yè)2、恢復(fù)系數(shù)實(shí)測(cè)的總溫始終小于實(shí)際總溫而大于靜溫，因此實(shí)際動(dòng)力溫度小于理論值?；謴?fù)系數(shù)：實(shí)際動(dòng)溫與理論動(dòng)溫之比，即 =（Tt-Ts）/（Tt-Ts

31、） 1實(shí)驗(yàn)分析表明： 值大小不僅與感溫元件的結(jié)構(gòu)、尺寸及在氣流中的安裝情況有關(guān)，還受氣流參數(shù)（速度、方向、粘性、導(dǎo)熱性等）的影響。速度誤差：感溫元件測(cè)得的溫度與理論總溫之差。第94頁(yè)/共108頁(yè)二、總溫傳感器為準(zhǔn)確得到總溫 盡量提高 使 值穩(wěn)定1、二次阻滯式噴氣溫度傳感器實(shí)驗(yàn)表明：裸露式熱電偶的熱接點(diǎn)值 =0.7 0.83，加屏蔽罩實(shí)現(xiàn)二次阻滯后， 可達(dá)0.95 0.98。第95頁(yè)/共108頁(yè)氣流橫向流過(guò)屏蔽套的熱電偶 與Ma關(guān)系曲線(xiàn)第96頁(yè)/共108頁(yè) 氣流從進(jìn)氣口入阻滯室，受到第一次阻滯，流速下降，氣流的動(dòng)能受到一次轉(zhuǎn)換。在阻滯室內(nèi)，低速流動(dòng)的氣流又受到熱接點(diǎn)的第二次阻滯。二次阻滯的結(jié)果，

32、使氣流的大部分動(dòng)能轉(zhuǎn)換成了熱能，從而提高了熱接點(diǎn)的恢復(fù)系數(shù)。 為增大氣流對(duì)熱接點(diǎn)的對(duì)流換熱，減小導(dǎo)熱和輻射熱損失，在屏蔽罩上靠近接點(diǎn)處開(kāi)一個(gè)出氣小孔，其位置和大小對(duì)測(cè)量結(jié)果有很大影響。上圖中四條曲線(xiàn)表示了小孔不同位置和大小對(duì)的影響，以及與Ma的關(guān)系。第97頁(yè)/共108頁(yè)尾噴管測(cè)溫分布：由于在飛機(jī)尾噴管內(nèi)噴氣溫度分布不均勻，所以，在飛機(jī)上測(cè)量噴氣溫度一般采用四個(gè)傳感器均布在噴管某一截面的圓周上，通過(guò)傳感器的適當(dāng)連接，測(cè)出平均溫度。聯(lián)接方式：四個(gè)相串 兩兩相串，再并聯(lián)結(jié)構(gòu)：多個(gè)進(jìn)氣孔（4個(gè))，采集噴管中不同位置上的噴氣，同時(shí)，進(jìn)入阻滯室，感受平均溫度。第98頁(yè)/共108頁(yè)第99頁(yè)/共108頁(yè)2、大氣總溫傳感器拉瓦管第100頁(yè)/共108頁(yè) 氣流流過(guò)管子喉部時(shí)，緊貼管子內(nèi)壁形成一附面層。附面層和它所流過(guò)的內(nèi)壁間有熱交換，最靠近內(nèi)壁的流層幾乎受到全阻滯，動(dòng)能轉(zhuǎn)變成熱能，使內(nèi)壁溫度升高。其他流層之間由于速度不同而產(chǎn)生摩擦從而產(chǎn)生熱量，這部分熱量一部分被氣流帶走，一部分傳給氣流所流過(guò)的內(nèi)壁，使喉