第9章

飛機(jī)飛行參數(shù)傳感器及檢測

機(jī)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(dá)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

飛行器通過傳感器測量各種直接參數(shù)，由機(jī)載計(jì)算機(jī)計(jì)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(dòng)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)。

★飛行參數(shù)儀表★發(fā)動(dòng)機(jī)儀表★輔助儀表飛行器狀態(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(dòng)力系統(tǒng)參數(shù)—發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、溫度、燃油量、進(jìn)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)、設(shè)備完好程度、結(jié)構(gòu)損壞程度等。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(duì)不同系統(tǒng)溫度傳感器：電阻式、熱電偶式轉(zhuǎn)速傳感器加速度傳感器迎角傳感器飛機(jī)上的溫度表包括噴氣溫度表、滑油溫度表、燃油溫度表、進(jìn)氣溫度表，此外還有座艙溫度表、大氣溫度表等等。常用的溫度表有熱電式溫度表和電阻式溫度表兩種。

熱電式溫度表熱電式溫度表是利用熱電效應(yīng)來測量溫度的儀表。它利用熱電偶實(shí)現(xiàn)被測溫度和熱電動(dòng)勢之間的變換，因此可用于測量較高的溫度。電阻式溫度表電阻式溫度表是利用導(dǎo)體或半導(dǎo)體的電阻隨溫度而變化的特性制成的儀表。它利用電阻去感受被測溫度，將溫度的高低轉(zhuǎn)換成電阻值的大小。電阻式溫度表在飛機(jī)上主要用于測量較低的溫度，尤其適用于精度要求較高的測溫場合。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速測量轉(zhuǎn)速表用于測量噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪軸轉(zhuǎn)速或活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的曲軸轉(zhuǎn)速。轉(zhuǎn)速是發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要參數(shù)，通過測量轉(zhuǎn)速，可以了解發(fā)動(dòng)機(jī)的功率和推力，可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)所承受的負(fù)荷。

目前飛機(jī)上使用較多的是磁轉(zhuǎn)速表和脈沖數(shù)字式轉(zhuǎn)速表。9.2迎角傳感及檢測一、迎角與迎角傳感器攻角（也稱迎角）是飛機(jī)機(jī)翼弦線（或飛機(jī)縱軸，二者間僅差一個(gè)固定安裝角）與迎面氣流間的夾角。測量飛機(jī)迎角的裝置，又稱攻角傳感器。迎角信號(hào)可直接指示，供駕駛員觀察。在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中，迎角傳感器的輸出經(jīng)補(bǔ)償計(jì)算后變?yōu)檎鎸?shí)迎角，用于靜壓源誤差修正，并可把此信號(hào)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(hào)來限制最大法向過載。迎角信號(hào)還用于油門控制系統(tǒng)。

二、迎角傳感器1、旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式迎角傳感器精度：0.10.2阻尼器翼形傳感器即旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式傳感器，它由一個(gè)經(jīng)過靜力平衡的風(fēng)標(biāo)(葉片)，傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、信號(hào)變換器(自整角機(jī)或電位計(jì))及固定連結(jié)部分等組成。特性實(shí)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(shí)為增加氣動(dòng)力矩，采用兩個(gè)葉片特點(diǎn)優(yōu)點(diǎn)：構(gòu)造簡單，體積小，無原理誤差缺點(diǎn)：1）安裝位置的影響較大，在高速飛機(jī)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(dòng)也難以消除。2、差壓管式迎角傳感器3、零差壓式迎角傳感器由探頭，氣室，漿葉和角度變換器等組成。特點(diǎn)是一個(gè)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(duì)稱性，表面光潔度等）對(duì)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(dòng)位置較小的部位或者應(yīng)用兩個(gè)傳感器，并盡可能地安裝在飛機(jī)的對(duì)稱面內(nèi)。三、位置誤差及實(shí)際傳感器介紹

位置誤差：由于在運(yùn)動(dòng)物體周圍的自由氣流受到擾動(dòng)，迎角傳感器不可能測得精確的真實(shí)迎角。四、電子傾角傳感器核心部分是基于電容原理的且無可動(dòng)部件的敏感器件。它繞測量軸旋轉(zhuǎn)時(shí)，電容線形變化，經(jīng)電子線路轉(zhuǎn)換成角度信號(hào)輸出。敏感元件和低功耗CMOS電路封裝在堅(jiān)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(hào)不但表征具體傾角值，還表現(xiàn)傾角方向。可用于輪位對(duì)準(zhǔn)，建筑設(shè)備，天線定位，機(jī)器人等。比率輸出式是一種類似電位器工作方式，內(nèi)置信號(hào)調(diào)節(jié)的傳感器。模擬輸出式電子傾角傳感器是一種雙極性直流電源供電的，內(nèi)置信號(hào)調(diào)節(jié)功能的傳感器。9.3全靜壓系統(tǒng)(Pitot-StaticSystem)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。全壓系統(tǒng)：全壓收集器件（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)：收集靜壓的器件（空速管或機(jī)身的靜壓孔）、導(dǎo)管及有關(guān)儀表。全壓：飛行器正對(duì)氣流的表面氣流全受阻時(shí)的壓力。空速管或全壓管一般位于機(jī)翼前緣或飛機(jī)機(jī)頭前部，管前面的開口正對(duì)氣流，從而使管中的氣流全部受阻，其壓力就是全壓。靜壓：垂直于氣流運(yùn)動(dòng)方向的且不受流速影響而測得的壓力。空速管的靜壓孔或機(jī)身的靜壓孔因?yàn)樘幱跈M截面不變的位置，且垂直于氣流方向，所以收集到的是靜壓。二、全壓和靜壓系統(tǒng)-部件位置

三、全靜壓系統(tǒng)傳感器1、空速管全靜壓管又叫空速管或皮托管，用來收集氣流的全壓(又稱總壓)和靜壓。全靜壓管為一表面十分光滑的線型管子。全靜壓管一般包括全壓、靜壓和加溫等部分。

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(jī)身蒙皮幾英寸，來減小氣流的干擾。每個(gè)探頭上有三類孔：一個(gè)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。全壓孔位于全靜壓管的頭部正對(duì)氣流方向。全壓經(jīng)全壓室、全壓接頭和全壓導(dǎo)管進(jìn)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(jìn)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(duì)氣流的擾動(dòng)，以便準(zhǔn)確的收集靜壓。一個(gè)底座包括電氣和氣壓接頭，加溫器連接到底座上的兩個(gè)絕緣的插釘上。在底座上的雙定位銷幫助探頭安裝時(shí)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(jī)機(jī)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(duì)靜壓孔處壓力的影響，靜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。米格-29

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1）飛行Ma數(shù)的影響—速度特性單一考慮Ma數(shù)影響，在亞聲速飛行時(shí)，總壓管感受的總壓可以認(rèn)為是自由流的總壓，Ma數(shù)的影響較小超聲速飛行時(shí)，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2，總壓孔的直徑也應(yīng)遠(yuǎn)小于管的外徑3，應(yīng)使總壓孔的軸線垂直于正激波。2、總壓管及特征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(shí)應(yīng)根據(jù)實(shí)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(shí)，測壓管頭部也將產(chǎn)生局部激波而使總壓誤差增大。管壁越薄，對(duì)迎角越不敏感，總壓誤差越小不同結(jié)構(gòu)總壓管的角度特性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(duì)引入靜壓的影響也要大得多。局部靜壓Pse真實(shí)靜壓Ps指示靜壓Psi靜壓誤差Ps=Psi-Ps靜壓相對(duì)誤差Ps/Ps1）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(duì)誤差是Ma數(shù)及其相對(duì)誤差的函數(shù)，與Ma數(shù)相對(duì)誤差成正比，與Ma數(shù)關(guān)系非線性。2）靜壓管的結(jié)構(gòu)和迎角的影響1，結(jié)構(gòu)的影響：Ⅰ.開孔位置Ⅱ.管外形：錐形頭部和細(xì)長管身

Ⅲ.管內(nèi)部形狀：半楔形，帶內(nèi)斜的圓柱形2，迎角的影響靜壓隨迎角的增大而增大3）安裝位置的影響1，安裝在飛機(jī)頭部Ma<0.8，受阻正壓>機(jī)身負(fù)壓，此時(shí)具有不大的正靜壓誤差；Ma=0.8-0.9，機(jī)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；Ma>1.1，靜壓誤差非常小；典型亞聲速飛機(jī)的靜壓分布2，安裝在機(jī)翼前緣，靜壓誤差變化情況更為復(fù)雜機(jī)翼、機(jī)身氣流的擾動(dòng)、機(jī)頭脫體激波的強(qiáng)度隨Ma數(shù)的增大而增強(qiáng)，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(jī)種不同差異很大。但大多數(shù)飛機(jī)在Ma>1.2后，由于機(jī)頭脫體激波影響的增強(qiáng)，產(chǎn)生正的靜壓誤差。不同X/D值時(shí)的靜壓誤差的Ma數(shù)的關(guān)系3，開在機(jī)身上的靜壓孔一般做為應(yīng)急靜壓孔使用，由于主要受機(jī)身最大截面處負(fù)壓力的影響，靜壓誤差一般為負(fù)值。對(duì)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(dòng)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(jī)種間或同一種機(jī)型不同安裝位置上任意互換。外形特殊設(shè)計(jì)可提高測量精度，簡化測量系統(tǒng)誤差修正裝置。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(dòng)，測壓管均做成流線型，表面必須十分光滑，進(jìn)氣口光滑準(zhǔn)確，不應(yīng)有任何毛刺、劃痕和凹坑等工藝缺陷。應(yīng)急總壓管一般使用兩個(gè)，并對(duì)稱安裝在飛機(jī)頭部兩側(cè)，以盡量減小總壓誤差1、全壓管堵塞,而管上的排水孔未堵塞補(bǔ)充：一、誤差討論空速表指示逐漸降至零空速表指示逐漸降至零實(shí)際空速改變時(shí)，管內(nèi)空氣壓力無變化，空速表上的指示也無明顯變化。若靜壓孔在此情況下未堵塞，空速仍會(huì)隨高度變化。2、全壓管和排水孔都堵塞當(dāng)飛行高度超過全壓管和排水孔堵塞時(shí)的高度時(shí)，由于靜壓降低，全壓與靜壓之差增大，空速表指示空速增加。當(dāng)飛行高度低于堵塞出現(xiàn)時(shí)的高度時(shí)，就會(huì)出現(xiàn)與上面相反的指示。3、靜壓孔堵塞

靜壓孔堵塞靜壓孔堵塞時(shí)，空速表會(huì)繼續(xù)工作，但指示不準(zhǔn)確。當(dāng)飛行高度高于靜壓孔堵塞時(shí)的高度時(shí),由于孔內(nèi)靜壓高于所處高度上的正常靜壓，空速表的指示會(huì)小于實(shí)際速度。當(dāng)飛行高度低于靜壓孔堵塞時(shí)的高度時(shí),由于孔內(nèi)靜壓低于所處高度上的正常靜壓，空速表的指示又會(huì)大于實(shí)際速度。靜壓系統(tǒng)堵塞還會(huì)影響高度表的指示，當(dāng)高度改變時(shí)，由于此時(shí)系統(tǒng)中的氣壓沒有變化,高度表指示出的高度也就不會(huì)出現(xiàn)相應(yīng)的變化。如果靜壓系統(tǒng)出現(xiàn)完全堵塞,升降速度表上的指示總是為零。二、9.4總溫測量一、高速氣流溫度測量的特點(diǎn)高速飛機(jī)，尾噴管燃?xì)饬鞯扔猛瑯右粋€(gè)溫度計(jì)測量靜態(tài)溫度相同而流速不同的兩個(gè)氣流流體時(shí)，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。

1、阻滯溫度和動(dòng)力溫度的關(guān)系溫度升高是由于感溫元件對(duì)氣流產(chǎn)生的阻滯作用引起的能量間的轉(zhuǎn)換測總溫的意義：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情況，防止物體因過熱而損壞2、恢復(fù)系數(shù)實(shí)測的總溫始終小于實(shí)際總溫而大于靜溫，因?yàn)橐徊糠直粴饬鲙ё撸徊糠州椛洹鲗?dǎo)散熱，因此實(shí)際動(dòng)力溫度小于理論值。恢復(fù)系數(shù)：實(shí)際動(dòng)溫與理論動(dòng)溫之比，即=（Tt’-Ts）/（Tt-Ts）1實(shí)驗(yàn)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。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(shí)驗(yàn)表明：裸露式熱電偶的熱接點(diǎn)值=0.70.83，加屏蔽罩實(shí)現(xiàn)二次阻滯后，可達(dá)0.950.98。氣流橫向流過屏蔽套的熱電偶與Ma關(guān)系曲線尾噴管測溫分布：由于在飛機(jī)尾噴管內(nèi)噴氣溫度分布不均勻，所以，在飛機(jī)上測量噴氣溫度一般采用四個(gè)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(gè)相串兩兩相串，再并聯(lián)結(jié)構(gòu)：多個(gè)進(jìn)氣孔（4個(gè))，采集噴管中不同位置上的噴氣，同時(shí)，進(jìn)入阻滯室，感受平均溫度。2、大氣總溫傳感器拉瓦管亞音速氣流流過拉瓦爾管喉部時(shí)，速度增大；流過擴(kuò)散管道時(shí)，速度減少，亞音速氣流流速越大，喉部流速也越大。當(dāng)喉部流速達(dá)到“當(dāng)?shù)匾羲佟睍r(shí)的流入管子氣流M數(shù)成為臨界M數(shù)。拉瓦爾管有這樣的特點(diǎn)：當(dāng)流入管子的氣流速度達(dá)到臨界M數(shù)時(shí)，喉部便有M=1的流速；當(dāng)流入管子的氣流速度超過臨界M數(shù)時(shí)，喉部仍有穩(wěn)定的M=1的流速。在超音速情況下，拉瓦爾管頭部產(chǎn)生正激波，激波后的氣流速度都是亞音速，而且都大于臨界M數(shù)。因此，喉部仍有M=1的流速。拉瓦爾管的這一特點(diǎn)對(duì)于測量大氣溫度非常有利。本章