飛機飛行參數(shù)傳感器及檢測PPT課件

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

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

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

4、油絕壓；發(fā)動機滑油表壓；發(fā)動機功率扭矩表壓；燃油過濾器壓力；燃油泵壓力；滑油過濾器差壓；滑油溫度及壓力；P1 空氣絕對總壓；P2 壓氣機進氣壓力；P2.5 級間進氣絕壓；P3 引氣氣壓；P3 壓氣機排氣壓力；傳動裝置滑油壓力；滑油冗余壓差；燃油過濾器冗余壓差；起動機空氣閥冗余壓力等。第10頁/共108頁 針對環(huán)境控制系統(tǒng)（ECS），需要測量以下壓力參數(shù)： 空調(diào)壓縮機排氣壓力；空調(diào)進氣口表壓及絕壓；氣道差壓；空氣過濾器差壓；機艙空氣表壓及絕壓；防冰系統(tǒng)熱空氣壓力開關(guān)；防冰系統(tǒng)表壓；氧氣儲量測量；氧氣調(diào)節(jié)器壓力；機組成員艙氧氣壓力；冷氣系統(tǒng)表壓及絕壓；飲用水表壓；飲用水水位；蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)壓力等

5、。第11頁/共108頁 變形測量是將膜片、膜盒、波紋管、包端管等彈性元件作為壓力敏感元件，在受到流體介質(zhì)的壓力后，這些元件產(chǎn)生變形，將變形的位移放大后轉(zhuǎn)變成指針的指示，也可通過電位計轉(zhuǎn)變?yōu)殡妷盒盘?，以?shù)字方式顯示出來。 特性參數(shù)測量是將單晶硅膜片、振動膜片、振動筒等作為敏感元件，在其受到壓力后，自身的電阻或固有振動頻率發(fā)生變化，測量這些變化就可間接得到壓力數(shù)值。 測量壓力最常用的方法有：第12頁/共108頁l溫度傳感器：電阻式、熱電偶式l轉(zhuǎn)速傳感器：磁轉(zhuǎn)速表、脈沖數(shù)字式轉(zhuǎn)磁轉(zhuǎn)速表、脈沖數(shù)字式轉(zhuǎn)速表速表l加速度傳感器l迎角傳感器第13頁/共108頁9.2 迎角傳感及檢測一、迎角與迎角傳感器迎角（

6、也稱攻角）是飛機機翼弦線（或飛機縱軸，二者間僅差一個固定安裝角）與迎面氣流間的夾角。測量飛機迎角的裝置，又稱攻角傳感器。迎角信號可直接指示，供駕駛員觀察。在大氣數(shù)據(jù)計算機中，迎角傳感器的輸出經(jīng)補償計算后變?yōu)檎鎸嵱?，用于靜壓源誤差修正，并可把此信號輸給儀表顯示和失速警告系統(tǒng)。在飛行控制系統(tǒng)中常引入迎角信號來限制最大法向過載。迎角信號還用于油門控制系統(tǒng)。 第14頁/共108頁第15頁/共108頁二、迎角傳感器1 、旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器 精度： 0.1 0.2 帶阻尼器翼形傳感器即旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式傳感器，它由一個經(jīng)過靜力平衡的風(fēng)標(biāo)(葉片)，傳動機構(gòu)、信號變換器(自整角機或電位計)及固定連結(jié)部分等組成。第

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

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

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

10、。第26頁/共108頁特點是一個反饋式測量系統(tǒng)，誤差較小主要誤差源：各種摩擦力矩以及不平衡質(zhì)量，所以，加工質(zhì)量（對稱性，表面光潔度等）對傳感器精度影響較大。安裝位置誤差也是它的主要誤差尋找氣流擾動位置較小的部位或者應(yīng)用兩個傳感器，并盡可能地安裝在飛機的對稱面內(nèi)。第27頁/共108頁 由于在運動物體周圍的自由氣流受到擾動，迎角傳感器不可能測得精確的真實迎角，這類誤差稱為位置誤差。零壓式迎角傳感器的安裝部位不能遠離機體，其位置誤差較為嚴(yán)重。當(dāng)安裝位置確定后，位置誤差與飛行馬赫數(shù)緊密相關(guān)，這種關(guān)系可通過風(fēng)洞實驗和實際試飛確定，以便在大氣數(shù)據(jù)計算機中通過計算進行補償。三、位置誤差及實際傳感器介紹 第2

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

12、導(dǎo)致失速警告、自動駕駛和自動油門脫開、飛行控制系統(tǒng)進入備用法則等。 迎角傳感器安裝在飛機外部，容易遭受雷擊損壞，此外由于長期暴露在高速氣流中，傳感器的風(fēng)刀等部位容易出現(xiàn)風(fēng)蝕、脫膠現(xiàn)象，從而導(dǎo)致的動平衡性能變差，傳感器測量精度下降。第31頁/共108頁四、電子傾角傳感器核心部分是基于電容原理的且無可動部件的敏感器件。它繞測量軸旋轉(zhuǎn)時，電容線形變化，經(jīng)電子線路轉(zhuǎn)換成角度信號輸出。敏感元件和低功耗CMOS電路封裝在堅固的塑料外殼內(nèi)。 可提供模擬、比率、數(shù)字和串行等輸出形式，其輸出信號不但表征具體傾角值，還表現(xiàn)傾角方向?？捎糜谳單粚?zhǔn)，建筑設(shè)備，天線定位，機器人等。 第32頁/共108頁品牌：Accu

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

14、，高性價比、高精度的OEM產(chǎn)品典型應(yīng)用：車輪定位，平面水平，測量搖晃，手動吊臂折疊保護，天線平衡第34頁/共108頁比率輸出式電子傾角傳感器是一種類似于電位器原理，內(nèi)置信號調(diào)節(jié)的傳感器。 采用三線制：電源正、電源地及信號。輸出信號也是以電源地為參考的，因此，所用電源必須經(jīng)過穩(wěn)壓調(diào)整，在0即量程中點時，其輸出為電源電壓的1/2，這樣低功耗，供電電流0.5mA的傳感器非常適合于電池供電場合。全部設(shè)計內(nèi)置EMI/ESD抑制電 路。 第35頁/共108頁模擬輸出式電子傾角傳感器是一種雙極性直流電壓工作的、內(nèi)置信號調(diào)節(jié)功能的傳感器，供電電壓為815VDC，輸出3.6VDC，其輸出靈敏度為60mV/度且不

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

16、出PW1或PW2的差值PW。方向輸出線可告知用戶此時是順時針還時逆時針方向。全部設(shè)計均內(nèi)置EMI/ESD抑制電路。第38頁/共108頁9.3 全靜壓系統(tǒng) (Pitot-Static System)一、組成：全壓管、靜壓孔、備用靜壓源、轉(zhuǎn)換開關(guān)、加溫裝置和全、靜壓導(dǎo)管等。第39頁/共108頁 “全壓”，就是飛行器正對氣流的表面氣流全受阻時的壓力，即運動氣體的全部壓力，包括氣體的靜壓和動壓。 “靜壓”，是垂直于氣流運動方向的且不受流速影響而測得的壓力，即靜止大氣本身的壓力，也就是大氣壓力。 “動壓”是指氣流受到阻礙，速度降低為零時，氣流動能轉(zhuǎn)變成的壓力。第40頁/共108頁 全壓系統(tǒng)包括全壓收集器

17、件（空速管的全壓口或?qū)ｉT的全壓管）、傳送導(dǎo)管及有關(guān)的儀表； 靜壓系統(tǒng)包括收集靜壓的器件（空速管或機身的靜壓孔）、導(dǎo)管及有關(guān)儀表。 空速管或全壓管一般位于機翼前緣或飛機機頭前部，管前面的開口正對氣流，從而使管中的氣流全部受阻，其壓力就是全壓。 空速管的靜壓孔或機身的靜壓孔因為處于橫截面不變的位置，且垂直于氣流方向，所以收集到的是靜壓。第41頁/共108頁二、全壓和靜壓系統(tǒng)-部件位置 第42頁/共108頁第43頁/共108頁第44頁/共108頁第45頁/共108頁空客320部分傳感器位置第46頁/共108頁1，靜壓系統(tǒng) 靜壓孔位于機身前側(cè)面無氣流干擾的平滑處，此處便于測量靜壓。它安裝在機身蒙皮上的

18、稍稍向內(nèi)凹進，因此稱為平齊式靜壓孔。在孔周圍噴有一圈紅漆，其下面有注意事項。要求保持圈內(nèi)的清潔和平滑，并且，靜壓孔上的小孔不能變形或堵塞。第47頁/共108頁第48頁/共108頁 在飛機飛行期間，即使靜壓孔區(qū)域保持清潔、光滑，測量到的靜壓也不會完全等于飛機外的靜壓。這種測量靜壓與真實靜壓之差被稱為靜壓源誤差（SSE）。它取決于機身的外形、飛機的空速、迎角、襟翼和起落架的位置。靜壓源誤差的校正由大氣數(shù)據(jù)計算機來完成。第49頁/共108頁 另外，還有一種飛行姿態(tài)也會影響靜壓的測量，這就是飛機側(cè)滑。在側(cè)滑期間，由于沖壓氣流的影響，機身左側(cè)靜壓高于正常靜壓，右側(cè)的靜壓低于正常靜壓。為了補償這一影響，在

19、機身兩側(cè)都開了一個靜壓孔，并使它們連通。這樣就補償了由于飛機側(cè)滑帶來的影響。兩端的靜壓孔通過一個三通連接在一起，將靜壓提供給儀表。如下圖所示第50頁/共108頁靜壓系統(tǒng)部件位置第51頁/共108頁2，全壓系統(tǒng) 全壓等于動壓與靜壓之和，它通過全壓管測得。全壓管將測得的全壓加到空速表。 全壓管通常位于機身的前部。保持良好的條件，不能影響氣流的流動。其前端有一個開孔收集氣流的全壓。 在管子內(nèi)有一個擋板，防止水或外來物進入全壓管路。在管子的最低點有一個排泄孔，將水和灰塵顆粒排到外面。 電加溫探頭可以防止飛機在飛行期間結(jié)冰引起全壓管堵塞。如下圖示。第52頁/共108頁全壓系統(tǒng)部件位置及結(jié)構(gòu)第53頁/共1

20、08頁第54頁/共108頁第55頁/共108頁第56頁/共108頁三、全靜壓系統(tǒng)傳感器1、空速管全靜壓管全靜壓管又叫又叫空速管空速管或或皮托管皮托管，用來收集氣流的全壓，用來收集氣流的全壓( (又又稱總壓稱總壓) )和靜壓。和靜壓。全靜壓管為一表面十分光滑的線型管子。全靜壓管一般包全靜壓管為一表面十分光滑的線型管子。全靜壓管一般包括全壓、靜壓和加溫等部分括全壓、靜壓和加溫等部分 。 第57頁/共108頁全/靜壓管一般包括全壓、靜壓和加溫等部分。有一支架保持探頭離機身蒙皮幾英寸，來減小氣流的干擾。每個探頭上有三類孔：一個孔超前感受全壓，兩組孔在側(cè)面感受靜壓，全壓部分用來收集氣流的全壓。全壓孔位于

21、全靜壓管的頭部正對氣流方向。全壓經(jīng)全壓室、全壓接頭和全壓導(dǎo)管進入大氣數(shù)據(jù)儀表或系統(tǒng)。全壓室下部有排水孔，全壓室中凝結(jié)的水，可由排水孔或排水系統(tǒng)漏掉。靜壓部分用來收集氣流的靜壓。靜壓孔位于全靜壓管周圍沒有紊流的地方。靜壓經(jīng)靜壓室、靜壓接頭和靜壓導(dǎo)管進入儀表。全靜壓管是流線型的管子，表面十分光滑，其目的是減弱它對氣流的擾動，以便準(zhǔn)確的收集靜壓。第58頁/共108頁一個底座包括電氣和氣壓接頭，加溫器連接到底座上的兩個絕緣的插釘上。在底座上的雙定位銷幫助探頭安裝時定位。密封墊用于提供座艙壓力密封，它安裝在探頭安裝凸緣與飛機機體之間。為了準(zhǔn)確地收集靜壓，避免全靜壓管前端及后部支架對靜壓孔處壓力的影響，靜

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

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

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

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

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

27、靜壓誤差； Ma = 0.8 - 0.9，機身最大截面處產(chǎn)生激波，靜壓誤差迅速增大； Ma 稍大于1，各種激波越過靜壓孔，靜壓誤差下降為零； Ma1.1，靜壓誤差非常?。坏?6頁/共108頁翼型的亞跨音速氣動特性第77頁/共108頁激波實例激波實例第78頁/共108頁典型亞聲速飛機的靜壓分布第79頁/共108頁2）安裝在機翼前緣，靜壓誤差變化情況更為復(fù)雜機翼、機身氣流的擾動、機頭脫體激波的強度隨Ma數(shù)的增大而增強，并逐漸后移，這將使靜壓管在跨聲速范圍內(nèi)產(chǎn)生較大的正負(fù)交替變化的靜壓誤差，該變化規(guī)律隨機種不同差異很大。但大多數(shù)飛機在Ma1.2后，由于機頭脫體激波影響的增強，產(chǎn)生正的靜壓誤差。第80

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

29、毛刺、劃痕和凹坑等工藝缺陷。 應(yīng)急總壓管一般使用兩個，并對稱安裝在飛機頭部兩側(cè)，以盡量減小總壓誤差。第84頁/共108頁第85頁/共108頁第86頁/共108頁第87頁/共108頁第88頁/共108頁第89頁/共108頁第90頁/共108頁第91頁/共108頁 當(dāng)飛行速度很高時，測量飛機周圍大氣的溫度，涉及高速氣流溫度的測量；噴氣式飛機尾噴管中燃氣流速近于聲速的一倍半，因此測量噴氣溫度，也屬于高速氣流溫度的測量。 用同樣一個溫度計測量靜態(tài)溫度相同而流速不同的兩個氣流流體時，流速相差越大，測得的溫度誤差越大。流速越快，測得的溫度越高。溫度升高是由于感溫元件對氣流產(chǎn)生的阻滯作用引起的能量間的轉(zhuǎn)換。

30、9.4 總溫測量一、總溫測量一、總溫測量第92頁/共108頁 當(dāng)受阻氣流速度降為零時，動能全部轉(zhuǎn)換為熱能。氣流速度降低到零的那點（A點）的溫度，稱為全受阻溫度，也稱總溫。 實測的總溫始終小于實際總溫而大于靜溫，因為一部分被氣流帶走，一部分輻射、傳導(dǎo)散熱，因此實際動力溫度小于理論值。而測得靜溫一般較為困難。 1、測總溫的意義： 1）利用總溫和Ma，得到靜溫可知大氣溫度 2）利用總溫，可以了解氣流中物體受熱的情況，防止物體因過熱而損壞第93頁/共108頁2、恢復(fù)系數(shù)實測的總溫始終小于實際總溫而大于靜溫，因此實際動力溫度小于理論值?；謴?fù)系數(shù)：實際動溫與理論動溫之比，即 =（Tt-Ts）/（Tt-Ts

31、） 1實驗分析表明： 值大小不僅與感溫元件的結(jié)構(gòu)、尺寸及在氣流中的安裝情況有關(guān)，還受氣流參數(shù)（速度、方向、粘性、導(dǎo)熱性等）的影響。速度誤差：感溫元件測得的溫度與理論總溫之差。第94頁/共108頁二、總溫傳感器為準(zhǔn)確得到總溫 盡量提高 使 值穩(wěn)定1、二次阻滯式噴氣溫度傳感器實驗表明：裸露式熱電偶的熱接點值 =0.7 0.83，加屏蔽罩實現(xiàn)二次阻滯后， 可達0.95 0.98。第95頁/共108頁氣流橫向流過屏蔽套的熱電偶 與Ma關(guān)系曲線第96頁/共108頁 氣流從進氣口入阻滯室，受到第一次阻滯，流速下降，氣流的動能受到一次轉(zhuǎn)換。在阻滯室內(nèi)，低速流動的氣流又受到熱接點的第二次阻滯。二次阻滯的結(jié)果，

32、使氣流的大部分動能轉(zhuǎn)換成了熱能，從而提高了熱接點的恢復(fù)系數(shù)。 為增大氣流對熱接點的對流換熱，減小導(dǎo)熱和輻射熱損失，在屏蔽罩上靠近接點處開一個出氣小孔，其位置和大小對測量結(jié)果有很大影響。上圖中四條曲線表示了小孔不同位置和大小對的影響，以及與Ma的關(guān)系。第97頁/共108頁尾噴管測溫分布：由于在飛機尾噴管內(nèi)噴氣溫度分布不均勻，所以，在飛機上測量噴氣溫度一般采用四個傳感器均布在噴管某一截面的圓周上，通過傳感器的適當(dāng)連接，測出平均溫度。聯(lián)接方式：四個相串 兩兩相串，再并聯(lián)結(jié)構(gòu)：多個進氣孔（4個)，采集噴管中不同位置上的噴氣，同時，進入阻滯室，感受平均溫度。第98頁/共108頁第99頁/共108頁2、大氣總溫傳感器拉瓦管第100頁/共108頁 氣流流過管子喉部時，緊貼管子內(nèi)壁形成一附面層。附面層和它所流過的內(nèi)壁間有熱交換，最靠近內(nèi)壁的流層幾乎受到全阻滯，動能轉(zhuǎn)變成熱能，使內(nèi)壁溫度升高。其他流層之間由于速度不同而產(chǎn)生摩擦從而產(chǎn)生熱量，這部分熱量一部分被氣流帶走，一部分傳給氣流所流過的內(nèi)壁，使喉