Измерители ускорений и указатели перегрузок

Акселерометры являются датчиками линейных ускорений и предназначены для измерения ускорения ВС и преобразования его в электрический сигнал. Сигналы, пропорциональные ускорению, используются для стабилизации и автоматического управления самолетом на траектории. Чувствительным элементом акселерометра служит инерционная масса, воспринимающая ускорение движения ВС.

Принципиальная схема акселерометра приведена на рис. 3.19. Вдоль оси измерения х (ось чувствительности) прибора акселерометр воспринимает ускорение движущего объекта. Инерционная масса 1 может перемещаться относительно корпуса прибора 2 по направляющей 3 вдоль оси х. Свобода движения инерционной массы относительно корпуса прибора ограничена пружинами 5. Корпус прибора установлен жестко на борту ВС.

Рис. 3.19. Принципиальная схема акселерометра:

1 – инерционная масса; 2 – корпус прибора; 3 – направляющая; 4 – датчик сигнала; 5 – пружина; 6 – демпфер

При отсутствии ускорения  натяжение пружин одинаково и инерционная масса располагается в среднем положении. Во время движения объекта с ускорением  под действием инерционной силы масса 1 перемещается относительно корпуса прибора на величину Dх, пропорционально ускорению.

Перемещение Dх инерционной массы акселерометра относительно корпуса прибора с помощью датчика сигнала 4 преобразуется в электрический сигнал. Для успокоения колебаний инерционной массы относительно корпуса прибора служит демпфер 6.

Погрешности акселерометра

Акселерометрам присущи методические и инструментальные погрешности.

Методические погрешности акселерометров можно разделить на две группы: 1) погрешности, возникающие из-за того, что акселерометры измеряют только ускорения от активных сил, тогда как на ускорения, вызванные гравитационными силами, эти приборы не реагируют; 2) погрешности, возникающие из-за несовпадения оси чувствительности с направлением действия измеряемого ускорения.

Для оценки величин методических погрешностей первой группы предположим, что на летательном аппарате выбрана инерциальная система координат О XYZ, начало которой совпадает с центром масс. Совместим с осями этой системы оси чувствительности трех акселерометров (инерциальная система координат на ВС может быть построена при помощи стабилизированной гироплатформы). На летательный аппарат действует сила веса G и сила Q, равная сумме сил тяги, аэродинамического лобового сопротивления, подъемной силы и др.

Cпроектировав эти силы на оси инерциальной системы координат, можно написать уравнение движения летательного аппарата:

                                        (3.15)

где М – масса ВС и x, y, z – координаты центра масс.

Эти  уравнения можно записать в виде

                       (3.16)

где

g _x, g _y, g _z – составляющие гравитационных ускорений.

Акселерометры измеряют ускорения a_x, a_y, a_z, вызываемые активными силами Q_x, Q_y, Q_z. Однако ускорения ВС  по которым можно определить скорости и координаты, выражаются уравнениями

                       (3.17)

Для вычисления скоростей и координат местоположения ВС по измеренным ускорениям необходимо от показаний акселерометра отнять составляющие гравитационных ускорений. Следовательно, на величины g _x, g _y, g _z можно смотреть как на методические погрешности акселерометров. По известному местоположению ВС можно определить ускорения g _x, g _y, g _z и внести соответствующие поправки в показания акселерометров. В инерциальных системах навигации и управления учет методических погрешностей акселерометров именно так и выполняется.

При несовпадении оси чувствительности акселерометра с направлением измеряемого ускорения возникают методические погрешности. Так, например, при несовпадении оси чувствительности и направления ускорения в 1° погрешность в измерении величины ускорения составляет 0, 02 %. Эта погрешность сама по себе мала и не представляет большого интереса. Большее значение имеет угол между указанными направлениями, поскольку он определяет несовпадение приборной и истинной осей системы координат. Кроме того, в инерциальных системах навигации несовпадение осей чувствительности с направлением измеряемых ускорений приводит к появлению перекрестных связей между акселерометрами, в результате чего акселерометр измеряет не только «свое», но и «чужие» ускорения. Это также вызывает погрешности в измерении ускорений.

Инструментальные погрешности акселерометров определяются:

1) порогом чувствительности (обусловленным трением в подвесах) – минимальным сигналом на входе, при котором появляется сигнал на выходе;

2) нарушением линейной зависимости между входным и выходным сигналами;

3) гистерезисом в характеристиках упругих и других элементов;

4) температурной зависимостью параметров и характеристик акселерометра.

Для уменьшения инструментальных погрешностей применяются меры по уменьшению трения в подвесах, по термостатированию элементов и по улучшению характеристик чувствительности акселерометра. В лучших конструкциях акселерометров для инерциальных систем инструментальные погрешности доведены до 0, 002 %.

Указатели перегрузки

Акселерометры применяются в качестве визуальных приборов для определения перегрузки, действующей на самолет в определенном направлении.

Перегрузкой называется отношение поверхностной силы F, действующей в направлении какой-либо оси самолета, к силе веса G, то есть

.                                                      (3.18)

К поверхностным силам относятся подъемная сила, сила сопротивления и сила тяги. Различают перегрузку

- нормальную (поперечную)

,                                              (3.19)

где Y – подъёмная сила, G – сила веса;

- продольную

,                                          (3.20)

где P и X– соответственно сила тяги и лобового сопротивления,

- боковую

,                                             (3.21)

где Z – боковая сила

Перегрузка – величина безразмерная. Иногда говорят, что перегрузка равна, например, 5g. Это означает, что в данном направлении на самолет и находящихся в нем членов экипажа действует сила, в пять раз превышающая силу веса. Исходя из определения понятия перегрузки (3.18), следует говорить о перегрузке, равной 5, а не 5g.

В дальнейшем будем говорить только о нормальной перегрузке. При горизонтальном полете сила веса уравновешивается подъемной силой, то есть G = Y, и перегрузка, в соответствии с формулой (3.19), равна n_y = 1. При переходе в пикирование подъемная сила уменьшается и может стать равной нулю или даже отрицательной. Очевидно, перегрузка тоже будет равна нулю или отрицательна. Наоборот, при переводе самолета на кабрирование возникает положительная перегрузка, большая единицы.

Искривление траектории полета в вертикальной плоскости обусловлено изменением подъемной силы. В общем случае подъемная сила может быть представлена в виде

Y = Y₀ + DY,                                                (3.22)

где Y₀ – подъемная сила, соответствующая горизонтальному полету; DY – изменение подъемной силы.

Величина DY может быть выражена через радиус кривизны rтраектории в вертикальной плоскости и через угловую скорость w_z, то есть

,                                               (3.23)

где «+» соответствует выпуклости вниз (кабрирование) и «–» соответствует выпуклости вверх (пикирование).

С учетом выражений (3.22), (3.23) формула (3.19) будет

.                                              (7.24)

Из этого выражения следует, что перегрузка может быть как положительной, так и отрицательной. При входе в пикирование прибор показывает отрицательную перегрузку и при кабрировании – положительную.

Для измерения перегрузки на самолете применяются акселерометры. Рассмотрим один из таких приборов.

На рис. 3.20 дана электрическая схема акселерометра с потенциометрическим датчиком. Показанные на схеме потенциометры R₁ и R₂ размещены в датчике, а остальные элементы схемы – в указателе.

Потенциометр R₂ датчика вместе с потенциометром R₃ указателя образуют мостовую схему. Сигнал с измерительной диагонали моста усиливается в полупроводниковом усилителе, собранном на триоде, а затем поступает на управляющую обмотку двигателя Д(типа ДИД-0, 5). Двигатель через редуктор перемещает щетку потенциометра R₃ (до согласованного положения) и стрелку прибора.

Сигнал с потенциометра R₁ датчика подается в систему управления.

Рис. 3.20. Принципиальная электрическая схема акселерометра типа АДП-4

Контрольные вопросы

1. Какие высотно-скоростные параметры ограничиваются при выполнении полета?

2. Приведите допуски, по которым выделяется буферная зона на области зависимости эксплутационных скоростей ВС от высоты полета.

3. Оцените роль СПКР и решаемые ею задачи на различных этапах выполнения полета.

4. Дайте определение аэродинамических углов при полете ВС.

5. Поясните связь между истинными и местными аэродинамическими углами, приведите аналитические зависимости между ними.

6. В каких приборах и системах на борту ВС используются аэродинамические углы?

7. Приведите кинематическую схему и поясните принцип действия флюгерного ДАУ.

8. Приведите график статической погрешности измерения угла атаки от скорости полета ВС.

9. Какой физический закон положен в основу работы акселерометра? Приведите уравнение работы акселерометра.

10. Дайте объяснение выражению нормальной перегрузки, возникающей при маневрировании ВС относительно боковой оси связанной системы координат.

Библиографический список

1. Измерители аэродинамических параметров летательных аппаратов: учеб. пособие для вузов/ Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин, И.П. Ефимов. – Ульяновск: УлГТУ, 2005. – 509 с.

2. Авиационные приборы и измерительные системы / Под ред. В.Г. Воробьёва. – М.: Транспорт, 1981. – 391 с.

3. Нормы лётной годности гражданских самолётов. – М.: ЦАГИ, 1985. – 470 с.

4. Нормы лётной годности гражданских самолётов. Технические требования к оборудованию самолёта. – М.: ЦАГИ, 1987. – 325 с.

5. Нормы лётной годности гражданских вертолетов. – М.: ЦАГИ, 1987. – 320 с.

6. Михайлов, О.И. Авиационные приборы / О.И. Михайлов, И.М. Козлов, Ф.С. Гергель. – М.: Машиностроение, 1977. – 415 с.

7. Авиационные приборы: учеб. пособие курсантов ВАГУ/ Под общ. ред. С.С. Дорофеева. – М.: Воениздат, 1992.

8. Богданченко, Н.М. Курсовые системы и их эксплуатация на самолётах / Н.М. Богданченко. – М.: Транспорт, 1983. – 223 с.

9. Богданченко, Н.М. Курсовые системы и навигационные вычислители самолётов / Н.М. Богданченко. – М.: Транспорт, 1978. – 271 с.

10. Аппаратура измерения курса и вертикали на воздушных судах гражданской авиации / Под общ.ред. П.А. Иванова. – М.: Машиностроение, 1989. – 340 с.

11. Боднер, В.А. Измерительные приборы. В 2 т. / В.А. Боднер, А.В. Алферов. – М.: Издательство стандартов, 1986.

12. Боднер, В.А. Приборы первичной информации / В.А. Боднер. – М.: Машиностроение, 1981. – 344 с.

13. Клюев, Г.И. Авиационные приборы и системы / Г.И. Клюев, Н.Н. Макаров, В.М. Солдаткин. – Ульяновск: УлГТУ, 2000. – 443 с.

14. Котик, М.Г. Летные испытания самолетов / М.Г. Котик, А.В. Павлов, И.М. Пашковский, Н.Г. Щитаев. – М.: Машиностроение, 1968. – 423 с.

15. Летные испытания систем пилотажно-навигационного оборудования / Е.Г. Харин, П.М. Цветков, В.К. Волков и др. – М.: Машиностроение, 1968. – 136 с.

16. Селезнев, В.П. Навигационные устройства / В.П. Селезнев. – М.: Машиностроение, 1974. – 223 с.

17. Тищенко, Н.М. Введение в проектирование сложных систем автоматики / Н.М. Тищенко. – М.: Энергия, 1976. – 305 с.

18. Иванов, Ю.П. Комплексирование информационно-измерительных устройств летательных аппаратов / Ю.П. Иванов, А.Н. Синяков, И.В. Филатов. – Л.: Машиностроение, 1984. – 207 с.

19. Руководство по проектированию систем автоматического управления / Под ред. проф. В.А. Бесекерского. – М.: Высшая школа, 1983. – 296 с.

20. Бесекерский, В.А. Теория систем автоматического регулирования / В.А. Бесекерский, Е.П. Попов. – М.: Наука, 1972. – 767 с.

21. Диалоговая система проектирования автоматических систем. – М.: МАИ, 1982. – 364 с.

22. Буловский, П.И. Надёжность приборов систем управления / П.И. Буловский, М.Г. Зайденбург. – Л.: Машиностроение, 1975. – 326 с.

 

Антонец

Евгений Васильевич

Смирнов

Виталий Иванович

Федосеева

Галина Александровна

 

 

Авиационные приборы

⇐ Предыдущая234567891011

Поделиться: