Приборы и измерительные системы ЛА назначение и основные функции.

Авиационные приборы и бортовые измерительно-вычислительные комплексы служат для контроля параметров полета, работы силовых установок, различных бортовых систем и агрегатов, а также состояния окружающей атмосферы. В соответствии с этим назначением выделяют следующие группы авиационных приборов:

-      пилотажно-навигационные приборы и системы;

-      приборы контроля работы силовой установки;

-      приборы контроля работы отдельных бортовых систем и агрегатов;

-      приборы контроля параметров окружающей атмосферы.

Пилотажно-навигационные приборы и системы измеряют параметры движения центра масс летательного аппарата (координаты местонахождения, высоту, скорость, линейные ускорения и др.), углы пространственной ориентации летательного аппарата относительно Земли (углы курса, крена, тангажа) и относительно набегающего воздушного потока (углы атаки, скольжения). К пилотажно-навигационным приборам и системам относятся аэрометрические приборы (высотомеры, указатели скорости и числа маха, вариометры), системы воздушных сигналов, информационные комплексы высотно-скоростных параметров полета, измерители углов атаки и скольжения, пилотажные гироскопические приборы (авиагоризонты, гировертикали, гирополукомпасы), курсовые системы, курсовертикали и различные навигационные системы, изучение которых выходит за рамки данного учебника. На современных летательных аппаратах пилотажно-навигационные приборы, навигационные системы, бортовые вычислительные устройства и системы автоматического управления, как правило, объединяются в пилотажно-навигационный комплекс, представляющий собой большую информационно-управляющую систему.

Приборы контроля работы силовой установки измеряют частоту вращения вала авиадвигателя, температуру газа и масла, давление топлива, масла и газов, запас и расход топлива, вибрацию и другие параметры. К этой группе приборов относятся тахометры, манометры, термометры, топливомеры, расходомеры, измерители вибрации и другие приборы.

Параметрами, характеризующими работу различных бортовых систем и агрегатов могут быть: температура, давление и расход жидкостей и газов, положение различных органов управления летательного аппарата и  др. Эти параметры измеряются манометрами, термометрами, указателями расхода воздуха, высоты и перепада давления в гермокабинах, положения закрылков, стабилизаторов, стреловидности крыла и другими приборами.

К параметрам окружающей атмосферы относятся температура, давление, влажность и скорость ветра. Измеряются эти параметры барометрами, термометрами, гигрометрами, плотномерами и измерителями скорости ветра. Кроме перечисленных приборов в последние годы на летательных аппаратах все большее распространение получают различные датчики, служащие для выработки измерительной информации в форме, удобной для ее преобразования и передачи, но не для непосредственного наблюдения.

Сигналы, подлежащие измерению на борту ЛА.

Сигналы, являющиеся физическими носителями измерительной информации, называются измерительными. К измерительным сигналам относим:

-     полезные сигналы, получаемые от исследуемых, контролируемых или управляемых объектов;

-     вредные сигналы или помехи, поступающие в измерительную систему вместе с полезными сигналами или независимо от них;

-     помехи, возникающие внутри измерительной системы, специально генерируемые в системе или вне ее сигналы, улучшающие работу системы (модуляция, дискретизация и др.).

В качестве физических носителей сигналов используются импульсы механической, тепловой, электрической, магнитной, акустической и световой энергии и энергии ионизационных излучений. Измерительные сигналы можно разделить на постоянные и переменные во времени; неслучайные и случайные; периодические, почти периодические, импульсные, стационарные и нестационарные и т. д. На рис. 1. дана одна из возможных систем классификации сигналов.

 

Рис. 1. Классификация сигналов

 

Во временной области измерительный сигнал рассматривается как функция времени, характеристики которой содержат информацию, заключенную в сигнале.

Импульсным называется сигнал, величина которого ничтожно мала в любой точке временной оси, за исключением некоторой конечной области. Среди импульсных сигналов характерными являются: 1) единичная функция, 2) единичный импульс (d-функция Дирака), 3) прямоугольный, 4) экспоненциальный, 5) пакет синусоид, 6) затухающая синусоида, 7) гауссов импульс, 8) импульс типа sint/t, 9) импульс типа (sin t/t) ².

Сигналы, значения которых повторяются через постоянные интервалы времени, называются периодическими. Описываются как: x(t) = x(t+kT),       гдеk=1,2,….,n. К периодическим можно отнести: синусоидальный сигнал; прямоугольный сигнал; прямоугольный периодический импульсный; пилообразный; треугольный и др. Практически все периодические сигналы являются искусственными.

Периодические и стандартные сигналы необходимы для определения реакции прибора на входное воздействие. По реакции можно определить следующие параметры: АЧХ, ФЧХ, АФЧХ, и др.

Для оценки измерительных сигналов, а также улучшения эффективности измерительных схем сигналы подвергаются искусственным преобразованиям. К числу основных операций преобразования относятся: квантование, дискретизация, восстановление, сравнение, функциональное изменение, фильтрация, модуляция, детектирование и запоминание. Преобразование может быть линейным и нелинейным. Звенья системы, осуществляющие линейные или нелинейные преобразования, называются соответственно линейными или нелинейными.

Необходимость модуляции в приборах возникает тогда, когда требуется повысить точность обработки измерительного сигнала. Выделение из модулированного сигнала составляющей, пропорциональной измеряемому сигналу, называется детектированием.

Классификация измерительных устройств

Первичные измерительные преобразователи очень разнообразны по принципу действия, устройству, виду энергии входного сигнала, метрологическим и эксплуатационным характеристикам.

Целесообразно классифицировать их по физической природе явлений, лежащих в основе их работы, с учетом вида преобразуемой энергии. По указанным признакам первичные преобразователи можно подразделить на:

–                  механические резистивные (контактные, реостатные, тензометрические)

–                  электростатические (емкостные, пьезоэлектрические)

–                  электромагнитные (индуктивные, индукционные, магнитоупругие)

–                  теплоэлектрические (термоэлектрические, терморезистивные)

–                  электрохимические (резистивные электролитичекие, кулонометрические, химотронные)

–                  оптико-электрические

–                  гальванокинетические

–                  атомные (ионизационного излучения, квантовые).

Авиационные приборы и бортовые измерительно-вычислительные комплексы служат для контроля параметров полета, работы силовых установок, различных бортовых систем и агрегатов, а также состояния окружающей атмосферы. В соответствии с этим назначением выделяют следующие группы авиационных приборов:

-                  пилотажно-навигационные приборы и системы;

-                  приборы контроля работы силовой установки;

-                  приборы контроля работы отдельных бортовых систем и агрегатов;

-                  приборы контроля параметров окружающей атмосферы.

 

Процесс измерения как последовательное преобразование информации измерительными преобразователями.

Авиационное производство, а также эксплуатация летательных аппаратов в авиации связаны с получением данных о значении различных физических величин, характеризующих состояние объекта управления (исследования), - механических, тепловых, химических, оптических и других величин, которые принято называть неэлектрическими.

Существует ряд способов измерения неэлектрических величин, различающихся по виду энергии сигнала измерительной информации.

Опишем только электрический способ измерения, так как это наиболее широко распространенный способ измерения. Он имеет ряд достоинств, которые способствовали ему широкое распространение, а именно точность, удобство в эксплуатации измерительных приборов, легкость в исполнении (проектировании, производстве) измерительных приборов, хорошо изученный математический материал, компактность измерительных приборов, возможность сопряжения с вычислительной машиной.

 

                                                                   

Размещенный непосредственно на объекте ПП преобразует неэлектрическую величину Х в электрическую величину У. Кроме термина "первичный преобразователь" для обозначения элемента, преобразующего неэлектрическую величину в электрическую, применяют термин "датчик неэлектрической величины" или просто "датчик".

К первичным преобразователям (ПП) предъявляют требования воспроизводимости и однозначности характеристики преобразования У=F(Х), стабильности во времени характеристики преобразователя, минимального обратного действия преобразователя на исследуемый объект, точности быстродействия и др.

На вход первичного преобразователя кроме входной величины Х действуют и другие параметры объекта и окружающей среды. В этих условиях первичный преобразователь должен избирательно реагировать только на значение входной величины и не реагировать на влияние всех остальных факторов. Задача подавления чувствительности первичного преобразователя к влияющим величинам относится к важным задачам, решаемым конструктивными и схемными методами.

 

Информационно-измерительные комплексы ЛА, современное состояние, тенденции развития,  основные технические требования.

Под приборным комплексом понимается совокупность бортовых и вычислительных средств, служащих для восприятия, обработки и хранения информации.

 

 

 

По мере увеличения объема и сложности задач, решаемых ЛА и его экипажем, усложняется и бортовое оборудование. В этом процессе выделяется пять этапов: 1) самостоятельные, независимые приборы и устройства; 2) автономные бортовые подсистемы; 3) бортовые системы с собственными, независимыми вычислительными устройствами; 4) комплексы бортовых систем с единой вычислительной машиной для всех систем; 5) комплексы бортового оборудования интегрального типа с использованием вычислительных систем. Условный график тенденции совершенствования бортового оборудования представлен на рис. 2.

С ростом тактико-технических данных ЛА расширяются диапазоны, в которых необходимо проводить измерения, повышаются требования к точности и надежности измерений.Создание сложных и точных счетно-решающих устройств для аппаратуры третьего поколения стало затруднительно осуществить в пределах стандартных габаритных размеров приборов.

Рис. 2. Условный график тенденции совершенствования бортового оборудования

Поэтому уже бортовая аппаратура четвертого поколения выполнена на микросхемах и интегральных схемах. Наибольшее внимание при разработке аппаратуры четвертого поколения уделяется обеспечению высокого уровня организации систем на борту.

Бортовая аппаратура пятого поколения характеризуется объединением в единое целое различных бортовых систем на базе сети вычислительных средств. Структура такого комплекса может быть как строго иерархичной, так и гибкой. Этот переход сопровождается повышением степени резервирования отдельных устройств и систем и степени автоматизации контроля их работоспособности.

Функция связи измерительного преобразователя (ИП), математическая модель, чувствительность.

 

Любой измерительный прибор предназначен для преобразования какого-либо входного сигнала х(t) в кодированный выходной сигнал y(t):

y(t)=F[x(t)],

где x(t) и y(t) – векторные величины; F(x) – требуемая функция преобразования. Предполагается, что функция F(x) осуществляет все необходимые математические операции и преобразования.

В реальных приборах функция преобразования зависит не только от сигнала x(t), но также от возмущения ξ(t) на сигнал x(t), от помех η(t), действующих на параметры прибора q, от погрешностей Dq, возникающих вследствие неточностей изготовления прибора, и от помех ν, возникающих в самом приборе (моменты трения, паразитные ЭДС и др.). т.е.

y(t)=F[x, ξ, q(η), ν],

где ξ, η, q(η), ν – векторы.

Измеряемыми величинами, на основе которых формируется полезный сигнал x(t), являются параметры первичной информации, такие, как p, t^o, количество и расход топлива, расстояние, скорости, ускорения, деформации, вибрации и т.д. К числу вредных возмущений относятся перегрузки, вибрации, электрические и магнитные поля, неконтролируемые вариации температуры, давления, влажности окружающей среды и др. Все эти возмущения вносят погрешности в показания прибора.

Прибор должен воспроизводить измеряемую величину в требуемой форме выходного сигнала, с наперед заданными точностными характеристиками.

Измерительные сигналы, поступающие на вход прибора, могут иметь различные формы, но должны преобразовываться в доступные для передачи (выхода) формы.

Основным элементом АППИ является первичный преобразователь, который, как правило, состоит из ЧЭ (чувствительного элемента) и ПЭ (преобразователя электрического) или ПИ (преобразователя информации).

Зависимость между входными и выходными элементами осуществляется через ФП (функцию преобразования) конкретного первичного преобразователя.

Первичные преобразователи помимо ФП характеризуются чувствительностью – отношение приращения выходного сигнала Dy к приращению входного сигнала Dx при Dx®0, т.е.

Под понятием проектирования АППИ можно понимать разработку (создание) структурных, функциональных, принципиальных схем, удовлетворяющих выставляемым требованиям ТЗ (технического задания) с учётом новейших достижений науки и техники и современного состояния приборостроения.

Основные требования, предъявляемые к характеристикам приборов, следующие:

-     точность, находящаяся в допустимых пределах (необходимо принимать меры для устранения неточности);

-     прибор должен потреблять минимум мощности входного сигнала;

-     прибор должен обладать детектирующим свойством (мощность, выдаваемая элементом предыдущим, должна быть больше мощности, потребляемой последующим элементом);

-     минимальные габариты, вес, массу;

-     надёжность;

-     долговечность;

-     удобство эксплуатации;

-     соответствовать требованиям энергономии.

Составление структурной схемы измерительного канала (ИК).

Структурная схема – совокупность отдельных звеньев, осуществляющих элементарные преобразования входного сигнала до выходного, которые могут быть формально описаны уравнениями, характеристиками.

Рассмотрим пример структурной схемы термоэлектрического термометра. В этом приборе осуществляется преобразование температуры u в ЭДС е, затем ЭДС наводит ток в катушке I, и в результате взаимодействия тока с магнитным полем возникает перемещение стрелки j. Итак, цепочка преобразований сигналов представляется соотношением u-е-I-j, что можно отобразить тремя звеньями.

 

 

 

 

Соединение звеньев в различных схемах может быть последовательным, параллельно согласным, параллельно встречным и смешанным (нижний рис).

 

 

Рис. 8. Схемы соединения звеньев.

При рассмотрении структурной схемы прибора необходимо определить каким способом соединяются звенья, знать передаточные характеристики звеньев и определить результирующую характеристику прибора, чувствительность, ФП, АЧХ, ФЧХ и др.

 

Получение статической характеристики ИК аналитически, графически, с помощью расчетов.

Для анализа статической характеристики прибора необходимо составить статическую структурную схему, которая отличается от динамической схемы тем, что в передаточных функциях звеньев необходимо положить р=0. В этом случае интегрирующие звенья заменяются звеньями с бесконечно большим коэффициентом усиления (бесконечно большой чувствительностью). Статические характеристики приборов в общем случае отображают нелинейные связи между входным и выходным сигналами.

Если х и у — входной и выходной сигналы i-го звена, то статическая характеристика его будет .

 

Нахождение статической характеристики прибора по статическим характеристикам его звеньев может быть названо прямой задачей анализа. При расчете и проектировании приборов приходится решать обратную задачу или задачу синтеза, когда по требуемой статической характеристике и заданной структурной схеме подбираются статические характеристики звеньев. Задача при этом ставится следующим образом: требуется синтезировать прибор со статической характеристикой у=F(х) при заданной структуре и статических характеристиках некоторых звеньев, найти статические характеристики остальных звеньев. Эта задача оказывается определенной только в том случае, когда ищется статическая характеристика одного звена.

Расчет статических характеристик заключается в определении функциональной зависимости выходного сигнала у прибора (датчика) от измеряемой величины х при установившихся значениях х и у.

Методы расчёта статических характеристик.

расчеты в следующей последовательности:

 а) определяются характеристики элементов;

б) определяется характеристика прибора на основании его структурной схемы.

Рассмотрим методы этих расчетов.

1. Расчёт характеристик элементов

Характеристики элементов определяются путем анализа физических законов, лежащих в основе работы этих элементов.

Иногда характеристики элементов не поддаются точному расчету, но могут быть определены экспериментально. В подобных случаях для получения аналитической зависимости можно применить аппроксимирующую функцию.

2. Расчет характеристики прибора по структурной схеме

После того как получены уравнения (характеристики) всех звеньев, входящих в структурную схему, определяется характеристика прибора в целом. С этой целью совместно решаются уравнения звеньев и уравнения дополнительных связей между звеньями, отображающие операции суммирования или вычитания сигналов на структурной схеме.

Для типовых соединений звеньев можно вывести стандартные формулы, выражающие характеристику и чувствительность прибора через характеристики и чувствительность звеньев:

-      А. Последовательное соединение.

-      Б. Параллельное соединение.

-      В. Встречно-параллельное соединение.

 

Синтез параметров ИП с целью получения требуемой статической характеристики.

Процесс проектирования любого прибора сводится к синтезу его схемы, который состоит из отдельных этапов:

1) выбор метода измерения, т. е. выбор закономерности вида                                      ,

где    x – подлежащая измерению величина; т непосредственно измеряемая величина;

 z – непосредственно измеряемая величина.

Например, при измерении высоты барометрическим методом связь между высотой Н и измеряемым атмосферным давлением Рн определяется выражением.

где Н=х, P_H=2, а τ, Р₀, Т₀ , R - величины, принимаемые за постоянные;

2) составление структурной схемы прибора, представляющей совокупность звеньев, которые осуществляют элементарные преобразования измерительных сигналов;

3) определение статических и динамических характеристик звеньев и прибора в целом и сравнение этих характеристик с требуемыми характеристиками с целью определения погрешностей;

4) техническая реализация структурных схем в виде принципиальных схем.

В случае получения неудовлетворительных результатов возвращаются в начальное (исходное) положение. После принятия уточненной схемы, используя методы итерации, приходят к окончательным результатам.

 

Принципы построения и элементная база структур с радиальным каналом (стандарт ARING - 429).

Каналы ПК по АRINC-429 используются для передачи цифровых данных между элементами систем авиационной электроники. На бортах ЛА до 75% цифрового межсистемного обмена приходится на каналы интерфейса ARINC-429

Стандарт АRINC-429 и его отечественные аналоги ГОСТ18977-79 и РТМ 1495-75 описывают вид, параметры сигналов, структуру кодов и протоколы сообщений.

В основу интерфейса заложен вид биполярного двухфазного сигнала (RZ-код), передаваемого по бифилярной экранированной линии связи. Передача осуществляется на стандартизованных частотах (период-Т), 32-х разрядными словами ПК, включающими адресную и информационную части, и 32-й разряд - бит контроля по четности (Sum). Слова разделяются обязательной «паузой» - отсутствием сигнала в линии в течение 4-40Т, которая определяет окончание слова ПК (см. рис.).

Биполярный сигнал RZ обладает лучшими, по сравнению с униполярным RZ-кодом, энергетическими характеристиками. Единица представлена положительным уровнем напряжения, нуль—отрицательным. Средняя мощность равна A²/4R, т. е. половине средней мощности униполярного сигнала, хотя перепад уровней тот же самый. Код имеет два недостатка: 1) при передаче достаточно большой последовательности нулей приемник (или ретранслятор) теряет синхронизацию с передатчиком (или ретранслятором); 2) отсутствие возможности оперативной регистрации ошибок, таких, как пропадание пли появление лишних импульсов из-за помех.

Эти недостатки ликвидируются введением избыточности, а именно скорость передачи сигналов по линии выбирается равной скорости передачи информации, однако вводятся дополнительные электрические уровни. В данном случае – «нулевого» уровня. А также использованием двух фаз.

Интерфейс ARINC-429 называется радиальным, т.к. в интерфейсе обычно к одному каналу подключен только один передатчик, а каждая принимающая система должна иметь свою радиальную физическую линию связи с этим передатчиком (соединение типа звезда). Наличие в структуре кода 8-разрядной адресной части позволяет передавать в канале до 256 различных параметров. Адрес параметра, структура информационной части кода и протокол строго определяются стандартом.

 

Принципы построения и элементная база структур с мультиплексным каналом (стандарт MIL-STD - 1553B).

Для локального многоточечного соединения распределенных подсистем специального назначения широко применяются стандартизированные интерфейсы последовательных мультиплексных (магистральных) каналов (МК) типа MIL-1553В, MIL-1773. Интерфейсы обеспечивают расширенные режимы адресации, включая широковещательный режим, защиту от помех и идентификацию ошибок передачи.

В состав МК входят контроллер (К), оконечные устройства (OУ) в количестве до 32, линии передачи информации. Контроллер, обычно входящий в состав ЭВМ, управляет обменом информацией, осуществляет сопряжение с линией передачи и контроль передачи информации, состояния ОУ и самоконтроль. Оконечное устройство принимает и выполняет адресованные ему команды контроллера, осуществляет сопряжение подключенного оборудования с линией передачи информации, контролирует передачу информации, производит самоконтроль и передает результаты контроля в контроллер.

Обмен информацией осуществляется по принципу команда-отчет с временным разделением сообщений. Информация передается в МК в виде сообщений, состоящих из командных (КС), информационных (ИС) и ответных слов (ОС).

Линия представляет магистральную шину с ответвителями (шлейфами), согласованную с обеих сторон резисторами Ro=75 0м ±5 %.Подключение к МК осуществляется с соединительной коробкой (СК) или без нее через схему, содержащую защитные резисторы (R_З=56Ом ±5%), трансформатор гальванической развязки (Т), прием­ник/передатчик (П/П) (рис. 5).

К МК длиной не более 100 м обычно подключается не более 32 шлейфов длиной не более 6 м каждый.

Сигналы, поступающие из МК на вход приемника (а точках В1, В2): диапазон изменения полного размаха сигнала—1,..10 В; форма сигналов - от прямоугольной до синусоидальной; входное сопротивление - не менее 2 кОм в диапазоне частот 0,1...1 МГц.

Скорость передачи информации между оконечным устройством и совмещенным с ним оборудованием – 1 Мбит/с ±0,1%.

 

Обзор технических достижений в области локальных вычислительных сетей и прогноз их распространения в авиационных комплексах.

Необходимо отметить, что за рубежом последние 10-20 лет характеризуются завершением крупных научно-технические программ (DAIS, PAVE PILLAR и другие), которые в конечном итоге регламентировали принципы организации территориально-распределенной неоднородной многомашинной бортовой вычислительной системы (БВС) с "фиксированным" распределением реализуемых задач с определенными возможностями к ее реконфигурации на аппаратном уровне. Для объединения элементов многомашинной БВС используются стандартные цифровые соединения на основе специализированных технологий информационного обмена с использованием централизованного или децентрализованного методов доступа (MIL-STD-1553B, STANAG3910, AS4074, AS4075). Основные преимущества, которые обеспечиваются федеративно-централизованной организацией БВС с системной ориентацией, следующие:

-                    комплект бортового оборудования (КБО) определяется как сложная территориально распределенная система, состоящая из отдельных функциональных подсистем, связанных между собой стандартными информационными соединениями;

-                    разработка отдельных функциональных подсистем КБО осуществляется большей частью автономно различными фирмами-подрядчиками, а последующее их комплексирование обеспечивает функциональную интеграцию КБО в целом во всех режимах его эксплуатации;

-                    процесс обработки информации распараллеливается во времени в неоднородных по своей организации и характеристикам вычислительных средствах;

-                    разрабатываемое программное обеспечение имеет модульную организацию;

-                    обеспечивается возможность реконфигурации структуры в случае возникновения отказов в вычислительных средствах или функциональном оборудовании КБО;

-                    обеспечивается возможность модернизации и наращивания числа функциональных подсистем КБО практически без изменения топологии физических соединений на межсистемном (внутриобъектовом уровне).

Последнее положение особенно важно, так как по оценкам зарубежных специалистов в ходе жизненного цикла эксплуатации современного авиационного комплекса часто приходится производить несколько модернизаций его КБО.

Необходимо отметить, что авиационные БВС современных КБО, находящиеся в эксплуатации, имеют системно-ориентиро­ванную детерминированную структурную организацию. Вычислительный ресурс этих БВС регулярно распределен между информационными каналами КБО посредством организации отдельных подсистем, перераспределение задач между подсистемами на системном уровне не предусматривается, что не обеспечивают достаточной и гибкой интеграции бортового оборудования. Процесс совершенствования характеристик КБО и его БВС не может также постоянно продолжаться посредством наращивания количества используемых неоднородных ЭВМ даже при одновременном совершенствовании их технических характеристик.

Назначение и функции топливо-измерительных комплексов.

На большинстве самолетов устанавливаются две системы. Одна включает устройства для измерения количества топлива в баках, управления порядком заправки его на земле и выработки в полете, другая – для измерения суммарного и мгновенного расходов топлива.

Совместное применение систем обосновано необходимостью измерять не только запас, но и расход топлива двигателями. В то же время известно, что наличие на борту летательного аппарата военного назначения только расходомера не гарантирует точного определения расхода и остатка топлива в случае утечки топлива из топливной системы в результате пробоя баков и других причин. Но наличие на борту расходомера и топливомера увеличивает общую массу оборудования, количество визуальных приборов и затрудняет работу летчика. В связи с этим в настоящее время наметилась тенденция к созданию комбинированных систем – топливомерно-расходомерные (топливо измерительных комплексов), работающих на один показывающий прибор. Это позволило получить выигрыш в массе, обеспечить точное измерение запаса топлива в аварийных ситуациях и при различных эволюциях самолета, а также упростило индикацию текущих значений запаса и расхода топлива.

Топливо измерительные комплексы помимо выполняемых ими задач измерения расхода топлива и управления расходом предусматривают широкие связи с бортовыми устройствами регистрации (БУР), автоматизированными системами контроля (АСК) и наземными пунктами управления полетами, выдают информацию о располагаемой дальности и продолжительности полета в пилотажно-навигационные комплексы.

В настоящее время на самолетах находят применение топливомеры-расходомеры типа ТР54, ТРВ, ТР1–3 и топливомерно-расходомерные системы СТР2–2А, СТР6–2А, СТР6–5, СТР7–2А и др.

Топливомерно-расходомерная система СТР6–5А предназначена для выполнения следующих задач:

−        измерения и индикации запаса топлива в единицах массы (килограммах) во всех баках самолета;

−        вычисления и индикации располагаемой дальности полета на текущем и оптимальном режимах работы двигателей и полета самолета;

−        контроля централизованной заправки топлива и управления ею (на земле);

−     сигнализации окончании выработки топлива из баков, неисправного состояния системы СТР6–5А и топливной системы, нормального и предельно допустимого уровней масла левого и правого двигателей, допустимых уровней гидросмеси в баках бустерной и общей гидросистем (на земле);

-                  выдачи информации о запасе, резервном запасе и расходе топлива, о располагаемой дальности полета, о неисправном состоянии СТР6–5А и топливной системы, о возврате по запасу топлива в бортовое устройство регистрации (БУР) и контрольно-записывающую аппаратуру (КЗЛ), в бортовую систему контроля и предупреждения экипажа, в системы световой сигнализации и речевой информации, в наземные автоматизированные контрольно-ремонтные средства (ЛКРС).

Состав и структурная схема топливо - измерительного комплекса.

Рассмотрим состав и структурную схему топливомерно-расходомерной системы (топливо измерительных комплексов) на примере системы СТР6–5А. Первичными преобразователями данной системы являются датчики расхода (типа ДРТС 30), топливомеры (типа ДТ36А), датчики-сигнализаторы (типа ДСМК10) и термоприёмники (типа П77), сигналы от которых подаются на блок преобразования БПВ1–5, пульты контроля и управления ПКУ6–4 и ПКУ301–2, а с них – на индикатор ИСТР4–5 и в другие системы.

Рис. 1. Структурная схема СТР6–5

 

Система представляет собой комплекс, состоящий из четырех взаимодействующих частей (рис.1): расходомерной, топливомерной, автоматической и вычисления располагаемой дальности.

Расходомерная часть системы состоит из датчиков расхода, термоприемников в расходной магистрали, блока преобразования, пульта ПКУ6–4, индикатора и предназначена для измерения суммарного и мгновенного расходов топлива с учетом топлива, возвращаемого по магистралям перепуска.

Топливомерная часть системы состоит из датчиков топливомера, термоприемника в баке, пульта ПКУ6–4.

Автоматическая часть системы состоит из датчиков-сигнализаторов, термоприемника в подвесном баке, блока преобразования, пульта ПКУ6–4, пульта ПКУЗ01–2, индикатора.

 

Тахометрические расходомеры. Математическая модель. Особенности конструкции. Анализ погрешностей.

Принцип действия тахометрических (скоростных или турбинных) расходомеров основан на зависимости скорости вращения расположенной в трубопроводе ненагруженной тангенциальной крыльчатки (турбины) от расхода жидкости.

Достоинством метода является пропорциональная зависимость скорости вращения крыльчатки от расхода жидкости.

Математическая модель

Частота вращения ненагруженной крыльчатки пропорциональна скорости потока, т. е.

(2)

 

где к – коэффициент, зависящий от параметров крыльчатки; ν – скорость потока, км/ч. Мгновенный объемный расход может быть выражен формулой

а мгновенный массовый расход

где ρ – плотность жидкости, гр/см³ ; S – сечение трубопровода, м²; Если воспользоваться формулами (2) и (4) получим

Особенности конструкции

Для построения приборов, измеряющих объемный расход, необходимо измерять частоту вращения крыльчатки. В массовых расходомерах помимо частоты измеряют плотность ρ. В качестве измерителей частоты применяют тахогенераторы переменного тока. Измерение угловой скорости осуществляется магнитоиндукционным тахометрическим узлом (рис.8).

Рис. 8. Кинематическая схема датчика расходомера

Постоянный магнит 2 узла приводится во вращение крыльчаткой 1. Для уменьшения температурных погрешностей применен термомагнитный шунт 3. Герметичность датчика обеспечивается применением диамагнитного кожуха 4. При вращении магнита в чувствительном элементе 5 наводятся вихревые токи, взаимодействующие с полем магнита. Поворот чувствительного элемента (стакана) ограничивается противодействующей пружиной 6. Очевидно, угол поворота стакана пропорционален мгновенному расходу топлива. На оси стакана находится ротор сельсина-датчика 7 синхронной передачи. Сельсин-приемник помещен в указателе прибора, причем его ротор перемещает стрелку прибора в соответствии с изменением мгновенного расхода топлива.

Анализ погрешностей канала измерения расхода

Погрешности при замене сорта топлива могут достигать 5 – 6 %. Они учитываются поправочными графиками.

Методические температурные погрешности в диапазоне температур топлива ±60 °С достигают 5 – 10 %. Для автоматической компенсации этих погрешностей применяют ЧЭ (конденсаторы или терморезисторы), реагирующие на температуру топлива и подающие компенсационные сигналы в схему прибора. Методическая погрешность из-за изменения плотности при замене сорта топлива в расходомерах либо учитывается путем тарировки расходомера под определенный сорт топлива с нанесением на шкале показывающего прибора плотности данного сорта топлива, либо компенсируется автоматически введением в электрическую схему дополнительных поправочных резисторов, подключаемых с помощью специальных переключателей сорта топлива, расположенных на пульте управления.

Погрешность измерения может также возникать из-за неравномерного распределения скорости течения топлива по поперечному сечению датчика расхода.

Инструментальные погрешности расходомеров складываются из погрешностей преобразователя, измерительной схемы и указателя.

Погрешности датчика обусловлены моментом нагрузки на крыльчатку, равным сумме моментов трения М_Тр, жидкостного сопротивления М_ж и преобразования М_Пр, т. е.

Обычно <<.

Температурные инструментальные погрешности в расходомерах мгновенного расхода компенсируются термомагнитным шунтом.

На летательных аппаратах устанавливаются расходомеры типа PTC – I6, РТМСА, РТМСВ. Основные приведенные погрешности этих расходомеров не превышают ±2 – 3 % при нормальных условиях и достигают 4 – 5 % при изменении температуры от – 60 до +60 ºС. Для расходомеров типа РТС–1 и топливомерно-расходомерные систем типа СТР суммарная погрешность комплекта при температуре ±60 ºС, как правило, не превышает ±3,5 % общего количества топлива, прошедшего через датчики расходомера.

 

 

Тахометрические расходомеры с температурной коррекцией плотности. Примеры схемной реализации.

Одна из схем расходомера мгновенного расхода представлена на рис. Здесь вращение крыльчатки 1 измеряется тахогенератором перем. тока 2. Сигналы частоты вращения f, пропорциональные объемной скорости потока Q_v() передаются на блок формирования БФ, на выходе которого получаем напряжение, пропорциональное Q_v. Для измерения плотности ρ служит мост 3, в одно из плеч которого включен конденсатор C_x, помещаемый в поток жидкости (топлива).

Емкость конденсатора зависит от температуры, а, следовательно, от плотности жидкости. Зависимость плотности ρ от емкости можно представить в виде C=k₁×S×ρ/d,

где  = ., ε₁ – диэлектрическая постоянная; ρ – плотность, гр/см³; S – площадь обкладок, м²; d – расстояние между обкладками, м. Сигнал, пропорциональный ρ, передается на движок потенциометра R₃, где происходит перемножение сигналов Q_v и ρ. В схеме усилителя Ус 2 и двигателя Д ₂ происходит усиление и отработка сигнала массового расхода.

Турбосиловые расходомеры с приводом от потока и с внешним приводом, математические модели.

Турбосиловые расходомеры с внешним приводом

Схемы основных турбосиловых расходомеров с внешним приводом (с электроприводом) представлены на рис.12,а–и.

Первые две схемы (рис.12,а,б)относятся к расходомерам, у которых вращается лишь ротор 1, связанный с электроприводом.

Ротор же 2 закручивается на угол φ, зависящий от сил, создающих противодействующий момент. Как видно из рис.12,а;момент создается при закрутке пружины 3. По такой схеме работали первые конструкции турбосиловых расходомеров. Герметизированный электродвигатель с ротором в виде постоянного магнита помещен внутри входного патрубка в обтекаемом кожухе. Его вал через зубчатую передачу вращает ротор 1, снабженный каналами для прохода жидкости. Угол φ, на который поворачивается ротор 2,воспринимается преобразователем угла поворота, связанным с ротором 2 магнитной муфтой. Если считать, что момент, действующий на ротор 2, определяется уравнением (9), то, обозначая жесткость пружины 3 через с, получим зависимость угла поворота φ от расхода Q_м.

Следующие пять схем (рис.12,в–ж), относятся к расходомерам, у которых непрерывно вращаются оба ротора.

На схемах, (рис.12,в,г) к ведомому ротору 2 приложены противодействующие моменты M_п, создаваемые тормозным диском 3, взаимодействующим с неподвижными магнитами (рис.12,в) или же гистерезисной муфтой 3 (рис.12,г).

 

Рис. 12. Схемы основных турбосиловых расходомеров с электроприводом

В первом случае постоянный тормозной момент равен

где к – коэффициент пропорциональности; ω_р – угловая скорость ведомого ротора, об/мин. Во втором случае гистерезисная муфта образует постоянный тормозной момент M_п, не зависящий от ω_р. В обоих случаях скорость вращения; ω_р ротора 2будет меньше скорости вращения ω ротора 1 и к ротору 2 со стороны жидкости будет приложен момент, определяемый по формуле:

Приравнивая этот момент моменту , найдем зависимость между ω_р и расходом Q_м в случае применения тормозного диска

Таким образом, путем измерения ω_р с помощью тахометрического преобразователя 4можно судить о расходе Q_м. Но здесь нет пропорциональности между ω_р и Q_м, хотя по мере уменьшения отношения зависимость между ω_р и Q_м делается не более линейной.

В случае применения гистерезисной муфты (рис.12,г), у которой противодействующий момент M_п = const, возможно несколько измерительных схем. Если ограничиться лишь измерением скорости вращения ω_р ротора 2,то получим зависимость

Шкала такого прибора нелинейна и будет иметь подавленный нуль. Измерение возможно лишь при расходах  Более целесообразна схема, при которой измеряется разность скоростей (ω–ω_р) ведущего 1 и ведомого 2 роторов с помощью тахометрических преобразователей 4 и 5. Частота

импульсов f и f_p, вырабатываемых ими, пропорциональна ω и ω_р, а именно:  и , где – коэффициент пропорциональности. Подставляя значения f и f_p вместо ω и ω_p в уравнение (14), получим

где  – период биения частот  f и f_p. Здесь Q_м пропорционально T.

Возможна еще и третья измерительная схема, при которой скорость ротора 1 автоматически регулируется так, чтобы крутящий момент М на этом роторе был равен тормозному моменту M_п, т. е. чтобы удовлетворялось уравнение .При этом скорость вращения ω первого ротора будет мерой расхода Q_м, но шкала будет гиперболической со всеми присущими ей недостатками. При этой схеме ведомый ротор 2 практически неподвижен.

В схеме расходомера, (рис.12,д) ведущий 1 и ведомый 2 роторы связаны между собою пружиной 3 и вращаются с одинаковой скоростью. Крутящий момент закручивает пружину 3,имеющую жесткость с на угол φ, определяемый из уравнения.

(18)

Угол φ равен угловому сдвигу роторов относительно друг друга. Для измерения этого сдвига снаружи трубы устанавливаются тахометрические преобразователи 4 и 5, а роторы снабжаются отметчиками из магнитомягкого материала. Измеряется промежуток времени Δt между двумя смежными импульсами преобразователей 4 и 5. Если T – время одного оборота роторов, то  а так как  то, следовательно,

Подставляя отсюда значение φ в уравнение (18), получим

Поэтому расход Q_м оказывается пропорциональным Δt как при синхронном  так и при асинхронном двигателе, при котором скорость ω переменная и зависит от расхода. Электрические схемы измерения Δt довольно сложные. Схемы, аналогичные показанной (рис.12,д),нашли применение у расходомеров, роторы которых приводятся во вращение за счет потенциальной энергии потока (рис.13). Сложность измерительной схемы компенсируется у них простотой преобразователя расхода.

Схемы (рис.12,е,ж)предназначены для измерения расхода веществ (например, жидких топлив) с сильно изменяющейся вязкостью. В схеме (рис.12,е)один электродвигатель приводит во вращение ротор 1 через пружину 3и независимо от него ротор 2 через пружину 4.Первый по ходу потока ротор 1 нагружен крутящим моментом M и моментом сопротивления M_с1 (от вязкости жидкости и от трения в подшипниках). Ротор 2 нагружен только моментом сопротивления M_с2. Поэтому угол закрутки j пружины 3 будет больше угла закрутки φ₂ пружины 4. При равенстве жесткостей обеих пружин и равенстве моментов сопротивления M_с1 = M_с2 угловой сдвиг роторов  измеряемый с помощью тахометрических преобразователей 4 и 5, какбыло разъяснено выше, оказывается пропорциональным расходу Q_м. В схеме (рис.12,ж)каждый из роторов вращается от своего электродвигателя, Первый по ходу потока нагружается суммой моментов M_в + M_с2 , авторой только моментом M_с2. При равенстве моментов M_с1 и M_с2 и одинаковых электродвигателях разность мощностей ΔN =N₁ – N₂ потребляемых электродвигателями, определяется уравнением  т. е. будет пропорциональна расходу Q_м.

Турбосиловые расходомеры с приводом от потока

Многие из схем, представленных на рис.12, можно осуществить без электродвигателя с приводом от потока. При этом закрутка потока достигается с помощью неподвижного шнека или другим путем. Таким образом, реализована схема, в которой электродвигатель был заменен на неподвижный шнек (рис.12,г). Расход определялся по уравнению (14) путем измерения периода Т биения частот, пропорциональных скоростям ω и ω_р.

Схемы расходомеров (рис.14,а–в) состоят из двух (иногда трех) крыльчаток, связанных пружиной. Если одну из них сделать с наклонными или винтовыми лопастями, то она также как и ведомая крыльчатка станет вращаться за счет внутренней энергии потока. Отсутствие электродвигателя упрощает конструкцию преобразователя расхода и увеличивает надежность его работы. Обе крыльчатки вращаются с одинаковой угловой скоростью ω, а образующийся при этом угол сдвига φ между ними, равный углу закручивания пружины, будет возрастать с ростом массового расхода Q_м. Момент, закручивающий пружину, равен  (к – коэффициент, зависящий от соотношения углов наклона лопастей на крыльчатках; если ведомая крыльчатка прямолопастная, то к = 1). Противодействующий момент, создаваемый пружиной, равен  (с – жесткость пружины). Приравнивая эти моменты, получим

Из уравнения (21) следует, что  (Δt – время поворота крыльчаток на угол φ). Тогда из предыдущего уравнения вытекает, что  Для измерения времени Δtкаждая из крыльчаток имеет свой тахиметрический преобразователь. Время Δt измеряется по времени сдвига двух соседних импульсов, генерируемых этими преобразователями. У турбосиловых расходомеров без электропривода угловая скорость ω растет вместе с расходом. Рис. 14 представлен как:

Способы получения интегрального расхода, анализ погрешностей канала измерения расхода.

Измерение суммарного расхода топлива сводится к интегрированию по времени сигналов мгновенного расхода. Сигналы мгновенного расхода дискретизируются, поэтому интегрирование сводится к суммированию импульсов за определенное время.

В датчике суммарного расхода топлива (рис.15) вращение крыльчатки 1 через червячную передачу 3 с помощью индуктивно-импульсного устройства (ИИУ) преобразуется в электрические импульсы.

Кинематическая схема датчика суммарного расхода топлива:

1 – крыльчатка, 2 – подшипники, 3 – червячная передача, 4 – стальной сердечник, 5 – сердечник, 6 – магнитный шунт, 7 – катушка постоянной индуктивности, 8 – катушка переменной индуктивности.

Наиболее частые неисправности расходомеров возникают из-за засорения подшипников крыльчатки в направляющем аппарате, отказов элементов электроники, обрывов соединительных проводов. В случае засорения подшипников датчики промываются бензином.

Погрешности, возникающие в расходомерах, определяются основным уравнением момента, развиваемого турбинным преобразователем:  М=М_тр+М_ж+М_пр

М_тр – момент трения в подшипниках;

М_ж – момент жидкостного сопротивления;

М_пр – момент преобразовтеля.

Погрешности турбинных преобразователей:

-                 методические, обусловленные зависимостью плотности топлива от его сортности и температуры (возникают только при оценке массового расхода). В диапазоне -60^о - +60^оС погрешности достигают 10%. Компенсация достигается поправками на сортность и температуру топлива.

-                 погрешности измерения могут возникать при наличии турбулентных завихрений. Устраняют прямолинейным участком до и после расходомера или выпрямителем струи, выполняющимся в виде плоскопараллельных пластин, размещающихся на державках.

-                 погрешности, связанные с влиянием сил трения в подшипниках. Устраняются конструктивными решениями - расходомеры с силовой компенсацией.

-                 погрешности, связанные с изменением вязкости жидкости (топлива).

На точность преобразования влияют коррозионный и эррозионный износ лопаток, изменение геометрических размеров трубопровода и турбины.

Данные погрешности практически не устраняемы, определяются при повторных градуировках расходомеров.

В настоящее время относительно современными турбинными преобразователями являются: СТР5-2, СТР6-2, СПУТ-1, СПУТ-4 и др. Погрешность СТР не превышает 3-5 %.

 

Канал измерения запаса топлива. Назначение средств измерения количества топлива.

Приборы, предназначенные для измерения объемного или весового количества топлива в баках ЛА, называются топливомерами.

Запас топлива на ЛА чрезвычайно велик и неправильное расходование его из отдельных баков может привести к нарушению центровки ЛА. Для устранения этого на ЛА устанавливаются специальные автоматы, обеспечивающие выработку топлива из отдельных групп баков по определенной программе. Такие автоматы, составляющие единую систему с топливомерами, называются системами измерения и расходования топлива.

Для измерения суммарного расхода топлива за время полета применяются суммирующие расходомеры.

Знание общего запаса топлива на ЛА и его расхода в единицу времени позволяет определить время полета, а при известной скорости полета – и дальность.

Существуют следующие методы измерения количества топлива:

-     манометрические, при которых измеряется давление столба жидкости в баке;

-     поплавковые, основанные на измерении положения поплавка, плавающего на поверхности жидкости;

-     емкостные, при которых электрическая емкость специального конденсатора, установленного баке, зависит от уровня жидкости;

-     радиационные, основанные на измерении интенсивности ядерного излучения, зависящего от уровня жидкости;

-     радиочастотные, основанные на зависимости от уровня жидкости параметров отрезков длинных линий;

-     ультраакустические, основанные на измерении уровня по отражению ультразвука от границ раздела сред и др.

Наиболее распространены поплавковые и емкостные методы измерения количества топлива.

Рассмотрим емкостной уровнемер.

Принцип действия емкостного топливомера основан на зависимости величины емкости специального конденсатора от уровня топлива в баке.

Чувствительный элемент емкостного топливомера (рис.) представляет собой цилиндрический конденсатор с внутренним электродом 1,внешним 2 и изоляционным слоем 3. Между изоляционным слоем и внешним электродом находится слой жидкости (топливо, кислота), уровень которой необходимо измерить. Если уровень жидкости в баке изменяется, то будет изменяться и емкость конденсатора вследствие того, что диэлектрические постоянные жидкости и воздуха различны.

 

Рис. Схема чувствительного элемента емкостного топливомера: 1 - внутренний электрод; 2 - внешний электрод;

3 - изоляционный слой.

 

Канал центровки. Назначение, принцип действия и структура систем управлением положением центра масс ЛА. Особенности реализации.

Для поддержания центра тяжести самолета в определенном положении при изменении запаса топлива необходимо, чтобы масса топлива в баках, расположенных симметрично относительно продольной оси самолета, была одинаковой. Эту задачу решают автоматы выравнивания пли автоматы центровки перекачкой топлива (АЦТ).

Принцип действия АЦТ основан на сравнении электрических параметров (напряжения или сопротивления), пропорциональных количеству топлива в соответствующих баках или крыльях, и выработке по результатам сравнения сигнала управления насосами перекачки топлива.

Рис. Система для регулирования перекачкой топлива на ЛА, имеющим два топливных бака

 

Потенциометры R₁ иR₂ питаются от трансформатора Т.Вы­ходные противофазные напряжения потенциометров поданы на параллельно соединенные фазочувствительные реле РФ1 и РФ2. Щетки потенциометров R₁ иR₂ перемещаются на углы, пропорциональные массе топлива в сравниваемых баках, электродвигателями, уравновешивающими мостовые схемы ТИС соответственно ле­вого и правого крыла.

Если выработка топлива из крыльев идет неравномерно, то при достижении установленной разности масс топлива на входе РФ1 появится напряжение, достаточное для его срабатывания. Реле РФ1 в зависимости от фазы входного напряжения выработает сигнал пуска насосов для перекачки топлива с левого крыла в правое или наоборот.

В том случае когда по каким-либо причинам разность масс топлива продолжает увеличиваться, то срабатывает реле РФ2и включает сигнализацию «Отказ АЦТ».

Запас топлива на самолетах чрезвычайно велик и неправильное расходование его из отдельных баков может привести к нарушению центровки самолета. Для устранения этого на самолетах устанавливаются специальные автоматы, обеспечивающие выработку топлива из отдельных групп баков по определенной программе. Такие автоматы, составляющие единую систему с топливомерами, называются системами измерения и расходования топлива. Наиболее известная из таких систем является КТЦ2-1, КТЦ3-1.

 

Канал измерения давления. Датчики давления, их разновидности. Упругие чувствительные элементы (УЧЭ). Разновидности УЧЭ применяемые в авиации.

Приборы, предназначенные для измерения давления называются манометрами.

По принципу использования манометры делятся на:

-                 Дифференциальные манометры используются для измерения избыточных давлений жидкостей и газов в различных отсеках авиационных двигателей (в топливной системе, системе смазки и т.д.).

-                 Манометры абсолютного давления (моновакууметры) применяются для измерения давления во всасывающих системах.

-                 Манометры отношения давлений служат для контроля степени сжатия газов в различных ступенях газотурбинных двигателей.

По методам измерения давления манометры можно разделить на следующие группы:

-                    механические (недистанционные), в том числе жидкостные, весовые и пружинные.

-                    электромеханические, в которых механический чувствительный элемент сочетается с электрической дистанционной передачей.

-                 электрические, в том числе электронные, газоразрядные, радиоактивные, тепловые пьезорезисторные.

Датчиком давления измерительно-информационной системы называют конструктивную совокупность одного или нескольких измерительных преобразователей, размещаемых непосредственно у объекта измерений и преобразующих измеряемые  (контролируемые) давления в величины удобные для передачи по каналам связи и дальнейшего преобразования.

 

 

 

 

 

В упругом измерительном элементе происходит преобразование давление в усилие, которое деформирует УЭ и уравновешивается в нем моментами упругих сил чувствительного элемента в электрический сигнал.

Существуют различные виды УЭ. Основное требование к УЭ – отсутствие остаточной информации и минимальный гистерезис. В качестве УЭ используются: плоские мембраны, гофрированные мембраны с различным профилем гофрирования, а также различным краевым гофром. Помимо плоских и профилированных мембран находят применение сильфоны.

Плоские мембраны имеют нелинейные характеристики, особенно на высоких входных диапазонах. Для линеаризации используют гофрированные мембраны и сильфоны. В зависимости от типа защемления краевого гофра различные статические характеристики. В качестве материала гофрированных мембран используют высокостойкие к коррозии и гибкие материалы.

Статические и динамические характеристики определяются геометрическими размерами УЭ.

Широкое применение для оценки давления нашли датчики с УЭ в виде гофрированных мембран, с потенциометрическими и индуктивными преобразователями.

 

Полупроводниковые датчики. Математические модели типовых чувствительных элементов в статике, динамике, источники погрешностей.

Датчики давления в которых в качестве чувствительного элемента используются металлические или полупроводниковые тензорезисторы называют тензометрическими.

Полупроводниковые тензодатчики используют пьезорезистивный эффект – изменение удельного электрического сопротивления при механических напряжениях.

Принцип работы полупроводниковых тензорезисторов (ПТ) заключается в следующем: области энергии кристалла состоят из нескольких эквивалентных энергетических минимумов; приложение одноосного напряжения вызывает изменение ориентации минимумов, в результате этого зарядоносители перераспределяются; так как зарядоносители обладают различной подвижностью на разных уровнях, то средняя подвижность зарядов изменяется и вызывает изменение удельного сопротивления.   Коэффициент тензочувствительности ПТ:

,

где  - относительное изменение длины ПТ;  Е - модуль продольной упругости материала ПТ. Коэффициент тензочувствительности у ПТ высок (более 150). Большинство выпускаемых ПТ изготовляют из кремния.

Полупроводниковые тензодатчики давления чувствительны к ударам, вибрациям, ядерной радиации и другим внешним воздействиям, однако основным фактором, вызывающим погрешности в измерениях давления, является изменение температуры окружающей среды, что ограничивает их применение на борту самолета.

Выходной электрический сигнал  датчика давления и его полный дифференциал можно представить в следующем виде:

;

,

и в линеаризованном виде: 

,

где  и  - соответственно чувствительность датчика по давлению и температуре.

Линеаризация допустима, поскольку статические характеристики датчиков линейны в пределах  ± 1.5 % верхнего предела измерений. Температурные характеристики датчиков должны представляться в виде двух зависимостей:

 ;       .

Канал измерения температуры. Общие сведения о шкале температур. Классификация термометров по принципу действия, нашедших применение в авиаприборостроении.

Температура – статистически формирующаяся термодинамическая величина, определяемая уровнем внутренней энергии тела. Максимальная температура не может быть больше 10¹² К из тех соображений что молекулы не двигаются быстрее скорости света. Необходимость сопоставления результатов измерения температур в разных странах заставила искать пути создания международного эталона.

Первой попыткой в этом направлении было утверждение в 1889г. на Международной конференции по мерам и весам в качестве международного эталона температуры водородного газового термометра постоянного объема.

В качестве основных точек были выбраны температуры таяния льда и кипения воды при нормальном давлении, которым приписаны числовые значения соответственно 0 и 100 с делением основного интервала на 100 равных частей. Числовым значениям измеренных "водородных" температур приписывался знак °С. Развитие отраслей техники, нуждающихся в надежных методах измерений температур, выходящих далеко за пределы интервала (0÷100) °С и обладающих более высокой воспроизводимостью, чем газовый термометр. В 1933 г. на 8-й Генеральной конференции было утверждено Положения об МПТШ-27. МПТШ должна быть установлена таким образом, чтобы легко и просто было воспроиз­водить и определять любую температуру по МПТШ с точностями более высокими, чем по термодинамической шкале. В МПТШ-68 используются как международные практические темпе­ратуры Кельвина  (символ T₆₈), так и международные практические температуры Цельсия  (символ t₆₈) составлена на 12 точках.

Классификация термометров по принципу действия (ГОСТ 13417-76)

Назначение термометра	Принцип действия	Принципиальная схема	Диап. измр. температур, °С
Термометры расширения:	Основаны на зависимости удельного объема вещества от температуры		от – 70 до +750
дилатометрический			от – 60 до + 900
биметаллический			от – 60 до + 250
манометрический			от – 50 до ­­+ 400
Термометр сопротивления (терморезистивные)	Основан на зависимости сопротивления термопреобразователя от температуры		от – 270 до + 1000
Термоэлектрический термометр	Основан на зависимости термоэлектродвижущей силы термопары от температуры		от – 260 до + 2500
Пирометр	Основан на зависимости теплового электромагнитного излучения тела от его температуры		от 600 и выше