Термоанемометрический датчик

 

Аэродинамический метод

 

Наиболее распространенным методом измерения воздушной скорости полета является аэродинамический, основанный на замере давления встречного потока воздуха - скоростного напора. Величина скоростного напора определяется скоростью движения тела и плотностью воздуха:

                                                  ,                                                          (1)

где q - скоростной напор; rн - массовая плотность воздуха; V-воздушная скорость.

Отсюда воздушная скорость

                                                                                                                                                                                                       (2)

Рис. 1  график зависимости скоростного напора от скорости самолёта

              1 – без учёта; 2 – с учётом  адиабатического сжатия воздуха

 

 

Выразим массовую плотность rн через значения статического давления воздуха рн=рст, абсолютной температуры воздуха на высоте полета Тн, газовой постоянной R и ускорения силы тяжести g:

                                                  .                                                             (3)

Тогда

                                             .                                                            (4)

 

 

    

          По виду измеряемого параметра

 

 

 

 

 

 

               По виду источника информации                                     

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

                          По методу измерения

 

 

 

                       

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

  По методу структурного построения

 

 

 

 

 

 

 

Рис.2  Классификация методов измерения воздушной скорости полёта ЛА

 

Таким образом, при малых скоростях полета для определения истинной воздушной скорости необходимо измерять динамическое давление, статическое давление и температуру воздуха на высоте полета. При переходе к истинным скоростям, превышающим 400 км/ч, необходимо учитывать сжимаемость воздуха. Поэтому тарировка современных указателей скорости производится по более сложным формулам.

На рис. 3 представлена принципиальная схема указателя приборной скорости с раздельными приемниками давлений pп и pст. Полное давление pп = pд + pст поступает в герметичную полость манометрической коробки 5 от приемника 7 через пневмопровод 6. В герметичную полость корпуса 3 от приемника 1 через пневмопровод 2 поступает давление pст. Под действием разности давлений pп - pст = pд + pст - pст = pд мембрана манометрической коробки прогибается и поворачивает стрелку относительно индикатора – шкалы 4.

Рис. 3  Принципиальная схема указателя приборной скорости

1 – приемник  статического давления Рст;

2 – пневмопровод  статического давления; 3 – корпус;

4 – индикатор; 5 – манометрическая коробка;

6 – пневмопровод  полного давления; 7 – приемник полного давления Рп

 

 

Рис.4 Структурная схема указателя приборной скорости

1 –  приемник давлений pп и pст; 2 – пневмопровод pп ; 3 – пневмопровод pст; 

4 –  отстойники-фильтры канала pп; 5 – отстойники-фильтры канала pст;

6 –  полость коробки; 7 – полость корпуса; 8 – условное звено образования динамического давления pд; 9 – решающее устройство; 10 – индикатор

 

 

 

 

На рисунке 4   представлена структурная схема указателя приборной скорости, составленная по его принципиальной схеме (рис. 3).

С точки зрения характера индикации показательными являются приборы  УС-1 и УС-2, применяемые в качестве резервных на истребителях и на магистральных транспортных самолетах.

Из рисунков 5 и 6 видно, что шкалы приборов УС-1 и УС-2 кусочноравномерные. На начальных участках шкалы растянуты. Если на первом участке шкалы УС-1 цена деления равна 10 км/ч, то на втором участке она равна 50 км/ч. У прибора УС-2 цена деления на обоих участках шкалы одинаковая и равна 10 км/ч, но за счет растянутости первого участка отсчет значений малых скоростей в диапазоне от 80 км/ч до 400 км/ч значительно удобнее и надежнее.

                    

 

Рис. 5  Индикатор прибора УС-1                            Рис. 6  Индикатор прибора УС-2

 

В таблицах 1 и 2 приведены погрешности приборов УС-1 и УС-2 соответственно при нормальных климатических условиях. Следует отметить, что погрешность УС-2 полностью соответствует требованиям НЛГС-3. Прибор используется в качестве резервного на гражданских транспортных самолетах. Он полностью механический, обладает высокой надежностью, прост в эксплуатации.

                                                                                                             Таблица 1

v, км/ч	150	200	300	400	600	800	1000	1200	1400	1600
Δv, км/ч	±10	±10	±10	±10	±25	±25	±25	±25	±25	±25

 

                                                                                                            Таблица 2

v, км/ч	50	80	100	150  -200	250	300	350  -450	500	550  -600	650	700	750	800
Δv, км/ч	±10	±8	±5	±3,5	±4	±5	±5,5	±6	±6,5	±7,5	±8,5	±9,5	±10

 

 

 

 

На рис. 7 показана кинематическая схема указателя приборной скорости со стрелкой, указывающей предельное значение в зависимости от высоты полета, что предусмотрено НЛГС-3. Погрешность индикации предельного значения скорости в диапазоне 300 – 800 км/ч должно быть не более 7 – 10 км/ч. В указателе УС-2 отсутствует канал предельного значения скорости.

Рис. 7. Кинематическая схема указателя приборной    скорости

1 – шкала; 2 –  стрелка предельной скорости; 3 –  стрелка скорости;

4 – сектор; 5 – ось; 6 – поводковый механизм канала ограничения скорости;

7 – анероид; 8 – поводковый механизм канала измерения скорости;

9 – манометрическая коробка; 10 – лекало; 11 – ось; 12 – сектор;

13 – трибка  с осью канала измерения скорости;

14 – трибка  с осью канала ограничения  скорости

 

Указатель истинной воздушной скорости имеет как методические, так и инструментальные погрешности. Наиболее значительной методической погрешностью является погрешность от изменения плотности воздуха.

                                              ,                                                   (5)

где V0 - показания прибора; р0 и Т0 – расчётные давление и абсолютная температура (т.е. 760 мм.рт.ст. и 288 К); рн и Тн – давление и абсолютная температура в слое полёта на высоте Н.

                                                                                                                    Таблица 3

Н, м	2000	4000	5000	6000	8000	9000	10000
,  %	5	22	29	36	53	61	72

 

 

 

 

Таблица 3 Относительная погрешность указателя скорости УС – 80 для        различных высот.

Инструментальные погрешности бывают следующих видов:

1) шкаловые;

2) от трения;

3) от люфтов;

4) от неуравновешенности деталей  передаточного механизма;

5) температурные погрешности.

Разновидностью аэродинамического метода является манометрический метод, рассмотрим его.

 

Манометрический метод

 

Манометрический метод основан на измерении разности между полным и статическим давлением встречного потока воздуха или отношения этих давлений .

Рис.8 Схема измерения динамического давления:

а – с помощью раздельных приемников; б – с помощью комбинированного приемника воздушного давления; 1 – трубка полного давления: 2 – цилиндрический чехол; 3 – отверстие для отбора статического давления; 4 – камера статического давления; 5 – трубопровод динамического давления; 6– трубопровод статического давления

 

Давления и воспринимаются приемниками воздушного давления[3], расположенными снаружи летательного аппарата (рис.8,а). Приемник полного давления представляет собой трубку, направленную открытым концом навстречу набегающему потоку воздуха.

Приемники полного и статического давления часто объединяют в комбинированный приемник воздушного давления (ПВД), схема включения которого приведена на рис. (8, б).

 

От приемников давления и передаются по трубопроводам дифференциальному манометру или датчику давления, которые воспринимают динамическое давление  и преобразуют его в перемещение отсчетного устройства или в электрический сигнал.

Манометр, измеряющий , можно отградуировать в единицах индикаторной скорости .

Манометрический метод позволяет также вычислить число , являющееся функцией отношения давлений:  . Если, кроме и , измеряется температура окружающей среды, то можно вычислить ИВС, являющуюся функцией отношения давления и температуры:

                                             .                                                            (6)

Рис. 9 Схема компенсации динамического давления с помощью

 воздушного компрессора:

                    1 — центробежный    компрессор; 2 — электродвигатель;   3 — манометрическое     реле;

                    4 — мембрана;   А   и   Б — камеры   манометрического реле

 

Определение ИВС возможно также по компенсационной схеме, основанной на автоматическом уравновешивании полного давления встречного потока воздуха давлением  , развиваемым воздушным компрессором (рис. 9).

Полное давление от приемника воздушного давления подается в полость А дифференциального  манометрического реле 3, в другую полость Б поступает давление   от центробежного компрессора 1, приводимого во вращение  электродвигателем 2, управляемым от контактов манометрического реле. Входное отверстие компрессора сообщается со статическим давлением (см. пунктир на рис. 9.

Если , то мембрана 4 прогибается и замыкает цепь электродвигателя, который набирает обороты до тех пор, пока не увеличится до величины , после чего контакт размыкается, давление падает, контакт снова включается и т. д. Таким вот образом поддерживается такая угловая скорость вращения компрессора, при которой .

 

Полное давление приблизительно (без учета сжимаемости воздуха) равно

                                    ,                                                                  (7)