Термоанемометрический датчик

Министерство образования и науки РФ

КАЗАНСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

им. А.Н.ТУПОЛЕВА – КАИ

 

Кафедра приборов и информационно-измерительных систем

 

 

 

РАСЧЕТНО – ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к курсовому  проекту

по дисциплине Приборы первичной информации

на тему

Термоанемометрический датчик

скоростного напора

 

 

 

 

 

 

 

 

 

                                                         Выполнил: студент гр. №3415

                                                             _______________Савинов К.В.

                                                            Руководитель: проф. каф. ПИИС

                                                             _______________Порунов А.А.

 

Оценка <___________>

Комиссия:  __________

Подпись:____________

    

                                                                                 «__.»__________.2012 г                                 

 

 

 

 

 

 

 

КАЗАНЬ 2012.

Казанский государственный

технический университет им. А.Н.Туполева

Кафедра приборов и информационно-измерительных систем

 

                                                                                                  Утверждаю

                                                                                                                   Зав. Кафедрой ПИИС

                                                                                                                        «___» ___________2012г

1.Задание на курсовой проект

Дисциплина    Приборы первичной информации                     

Студент:   Савинов К.В.                             Группа  3415                                  

Тема:   Термоанемометрический датчик скоростного напора

1.Диапазон измерения скоростного напора….......................................................10-10000Па

2.Погрешность измерения скоростного напора................................................... (0,5+0,03V)

3.Постоянная времени…………….......................................................................................0.3с 

4.Выходной электрический сигнал......................................................................................10В

5.Габаритно-массовые характеристики                      

          - габариты  преобразователя....................................................DxH=(25-30)×(10-15)мм

          - масса преобразователя........................................................................................30±10 г

6.Условия эксплуатации 

          - рабочий  диапазон температур........................................................................50±10 оС

          - рабочий  диапазон давлений окружающей  среды.............................760±30 мм рт.ст.

          - относительная  влажность (максимальная).......................................40% при t =20 оС

          - электропитание: промышленная сеть....................................220В±10%, 50Гц ± 2 Гц

2.Объем работы

1. Обзор методов и средств  измерения параметров струйного  датчика АДУ по материалам  патентно-реферативного поиска.

2. Выбор и обоснование структурно-функциональной схемы струйного датчика АДУ и определение требований к основным его элементам.

3. Теоретическое исследование структурно-функциональной  схемы струйного датчика АДУ.

4. Выбор и обоснование принципов  конструктивного построение элементов  струйного датчика АДУ и расчёт их параметров и характеристик.

5. Анализ доминирующих источников  погрешностей и оценка их результирующего  значения.

3.Графическая часть

1/2 листа - структурная схема основных  блоков струйного датчика АДУ.

1/2 листа - выходная характеристика струйного датчика АДУ, деталировки.

1/2 листа - сборочный чертеж струйного  датчика АДУ.

1/2листа – чертежи основных  конструктивных элементов и устройств  струйного датчика АД.

 

 

 

 

 

 

4.Календарный план

№ п/п	Наименование этапов курсовой работы	Срок выполнения   этапов к.р.	Контроль выполнения модулей к.р.
			Оценка в баллах	Подпись рук-ля
1 модуль	1. Обзор методов и средств измерения параметров вектора ветра по материалам патентно-реферативного поиска.
	Выбор и обоснование структурно-функциональной схемы датчика скоростного напора
	Отчёт о выполнении 1-го модуля.	15.10.12
2 модуль	Теоретическое исследование структурно-функциональной  схемы датчика скоростного напора и определение требований к основным его элементам.
	Выбор и обоснование принципов конструктивного построения элементов датчика скоростного напора
	Расчет параметров, характеристик  элементов и режимов их работы.
	Отчёт о выполнении 2-го модуля.	18.11.12
3 модуль	Анализ источников погрешностей, оценка их вклада в результирующую погрешность жатчика и определение ее численного значения.
	Разработка конструкции основных блоков и датчика скоростного напора
	Оформление пояснительной записки и графической части курсового проекта.
	Отчёт о выполнении 3-го модуля.	16.12.12
	Подготовка к защите и защита курсового проекта.
Итоговая оценка результатов работы студента в течение семестра (максимально возможное значение 60 баллов (20x3), минимально допустимое - 35 баллов).

Задание к исполнению принял_______________________________(подпись студента)

Дата выдачи проекта 14 сентября 2012г                      Срок окончания 20 декабря 2012г

  Студент_______________ допущен к защите курсовой работе

Руководитель проекта ________Порунов А.А.                       _____                _(подпись )

Курсовой проект защищен с оценкой __________

«___»_____________2012г

Содержание

Введение

1. Анализ задачи измерения скоростного  напора………………………….6

2. Обзор методов и средств измерения скоростного напора……………...8

3. Анализ результатов патентно-реферативного  поиска…………………21

4. Выбор и обоснование структурной  схемы датчика……………………25

5. Теоретическое исследование структурно-функциональной

 схемы датчика скоростного  напора……………………………………….29

6. Расчет параметров, характеристик элементов и режимов их работы...32

7. Анализ источников погрешности  и расчет результирующих

 погрешности датчика скоростного напора……………………………….38

Вывод………………………………………………………………………...40

Заключение…………………………………………………………………..41

Список литературы………………………………………………………….42

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Введение

 

Авиационные приборы в целом предназначены для получения первичной информации о режимах полёта и режимах работы силовых установок и агрегатов и переработки её с целью контроля и управления.

Все оборудование самолета по назначению можно классифицировать на следующие группы согласно: пилотажно-навигационное оборудование (ПНО); средства контроля работы силовой установки; радиотехническое оборудование навигации, посадки и УВД; светотехническое оборудование, радиосвязное оборудование, электротехническое оборудование, оборудование внутрикабинной сигнализации.

Измеритель скоростного напора относится к пилотажно-навигационному оборудованию.

Так как в современном мире происходит непрерывный рост технологий, и увеличивается скорость и высота полета, возникает вопрос о совершенствовании первичных приборов информации с учетом множества факторов влияющих на состояние летательного аппарата. В связи с  этим требования к точности и быстродействию приборов возрастают в несколько раз, а следовательно и конструкция их значительно усложняется. Это требует создания принципиально новых приборов или же усовершенствования уже существующих. 
   Актуальность выбранной темы подтверждается наличием огромного числа разработок и изобретений как отечественных, так и зарубежных.

    Ведущими российским  производителем аэрометрического  оборудования на сегодняшний день является ОАО "Аэроприбор - Восход", а среди зарубежных компаний ведущую роль занимают: Великобритания -Marconi Avionics; США - Passer Systems Inc, Rosemount Inc; Франция – Baden Crouzet, SAT.

    Объектом исследования в данном курсовом проекте является термоанемометрический датчик скоростного напора.

    Целью данного курсового проекта является разработка основной конструкторской документации на термоанемометрический датчик скоростного напора, который по своим техническим характеристикам должен соответствовать лучшим образцам отечественной и зарубежной техники, а так же лидировать по технологии следующие несколько лет.

    Для достижения поставленной  цели в данной работе необходимо  рассмотреть ряд задач исследования:

1. Анализ задачи измерения скоростного  напора.

2. Обзор методов и средств  измерения скоростного напора.

3. Анализ результатов патентно-реферативного поиска

4. Выбор и обоснование структурной  схемы датчика.

    Практическая значимость  данного курсового проекта довольно  велика, так как важна повышенная точность, надёжность и живучесть, расширенный диапазон измерения разрабатываемых приборов и круга решаемых ими задач, а также оптимизация габаритно-массовых параметров. Не мало работ посвящено проблемам измерения малых скоростей.

 

 

1. Анализ задачи измерения скоростного напора.

 
        Важность аэрометрических приборов трудно переоценить. Кроме своего прямого назначения они используются и в ряде других систем летательного аппарата.  Например, в системах автоматического регулирования и навигационных системах используются датчики истинной воздушной скорости, скоростного напора (динамического давления), числа М и вертикальной скорости[1].

 Бурное развитие электроники и микропроцессорной техники дало возможность улучшить параметры приборов и датчиков: существенно уменьшить размеры, повысить быстродействие и точность, а так же расширить диапазон измерений. Самостоятельные прежде приборы и датчики стало возможным объединить в приборные комплексы,  которые не только получают первичную информацию, но и обрабатывают, хранят и передают её, а также обеспечивают необходимыми данными лётчика и системы самолёта.

Анализ теории и практики пилотирования современных ЛА показывает, что наблюдаются существенные изменения в информативной ценности различных пилотажных параметров. Вместе с тем необходимо отметить, что значения ИВС по-прежнему являются базовыми параметрами , в зависимости от которых  в наставлениях и нормах лётной годности регламентируются режимы полёта ЛА. Изменение значимости информации о продольной КВС ЛА состоит лишь в том, что уступив роль критического параметра на некоторых режимах полёта, она превратилась в критериальный строго разграничивающий диапазон скоростей полёта на области наилучшего пилотирования  по углу атаки или по перегрузке. Измерители воздушной скорости, превратившись на некоторых режимах и стадиях полёта в резервный  источник информации, значительно повышают безопасность полёта обеспечивая возможность перехода на управление ЛА по скорости, особенно,  в случае отказа или высокого уровня помех, приводящих к неприемлемым искажениям измерителей углов атаки и перегрузки, характерных для полёта при больших углах скольжения, и беспорядочных движениях самолёта.  

В последние годы роль военных самолетов значительно повысилась. Задачи, решаемые ими, постоянно усложняются, в связи с этим повышаются требования к бортовому оборудованию, в частности:

- обеспечение  выполнения более  широкого круга задач;

- повышение точности, надежности, живучести;

- уменьшение габаритных размеров  и масс;

- обеспечение непрерывно поступающей  информации о ВСП для управления  полетом, управления огнём, вычисления  сдвига ветра у поверхности земли, а также осуществление навигации на базе воздушных данных;

-обеспечение измерения малых воздушных скоростей, особенно для вертолета (от -100 до + 370 км/ч). Точность измерения малых воздушных скоростей имеет большое значение на таких ответственных режимах полета, как взлет, висение и посадка;

-улучшение эксплуатационных характеристик. Информационное оборудование ВСП обычно включает цепи измерительного преобразования, вычислительные устройства и работающие от него индикаторы.

Наиболее актуальной проблемой в области создания приемников давления является расширение диапазона измеряемых скоростей, как в сторону больших, так и в сторону меньших, что наиболее важно для вертолетов, поскольку известно, что полет на чрезвычайно малых и нулевых, и даже на отрицательных скоростях является особенностью пилотирования вертолета.

Для измерения воздушной скорости на вертолетах обычно применялись ориентированные однонаправленные приемники воздушного давления (ПВД) (трубки Пито), которые являются традиционными самолетными приемниками и не обеспечивают достаточную точность непрерывность выдачи высотно-скоростных параметров на всем протяжении полета вертолета, поскольку указанные ПВД воспринимают динамическое давление воздушного потока только при работе вперед. Кроме того, на ПВД отрицательно влияет спутная струя несущего винта малых воздушных скоростях (от 37 до 74 км/ч) в связи с тем, полное и статическое давление в трубке Пито значительно пульсирует, вызывая искажения сигналов воздушной скорости.

   В связи с этим в  настоящее время возникает необходимость  создания специальных датчиков давления для вертолетов или самолетов с вертикальным взлетом.

 
 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2. Обзор методов и средств измерения скоростного напора.

 

При разработке датчика воздушной скорости необходимо определить основные тенденции измерений[2]. С этой целью ниже представлен обзор методов и средств измерения воздушной скорости по материалам отечественных и зарубежных публикаций (Рис. 2).

 

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)