Système de mesure des informations de l'avion. Dispositifs aéronautiques, systèmes et complexes de mesure de l'information, instrumentation aéronautique. Termes, définitions et abréviations

"INSTRUMENTS D'AVIATION ET SYSTÈMES DE MESURE D'INFORMATION Un manuel pour l'étude de la discipline et des devoirs pour un projet de cours ..."

SERVICE D'ÉTAT DE L'AVIATION CIVILE

ÉTAT DE MOSCOU

UNIVERSITÉ TECHNIQUE

AVIATION CIVILE

Département de l'exploitation technique de l'aviation

systèmes électriques et systèmes de vol et de navigation

V.V. Glukhov, V.N. Gabets, Yu.S. Soloviev

INSTRUMENTS D'AÉRONEFS

ET SYSTÈMES DE MESURE DE L'INFORMATION

Instruments d'aviation et systèmes de mesure de l'information G??

Manuel pour l'étude de la discipline et des devoirs pour un projet de cours - M.:

AG MSTU, 2004. - 32 p.

Ce manuel est publié conformément au programme d'études pour les étudiants de la 5e année de la spécialité 13.10.00 enseignement à distance.

La tâche n ° 1 du projet de cours a été élaborée par Assoc. Gabtsom V.N., mission n° 2 et candidature - Assoc. Solovyov Yu.S.

Revu et approuvé lors des réunions du département du 25 avril 2004 et du conseil méthodologique du 16 mai 2004.

INTRODUCTION

Cette discipline est l'une des disciplines particulières qui servent de base à la formation d'un spécialiste de l'exploitation technique des systèmes électriques aéronautiques et des systèmes de vol et de navigation.

Les tâches d'étude de la discipline

À la suite de l'étude de la discipline "APiIIS", les étudiants doivent savoir :

principes fondamentaux de la théorie, principes de fonctionnement, caractéristiques de conception et principales caractéristiques opérationnelles des API ; principes de calcul et de conception; principales orientations et perspectives de développement d'API&IIS.

Être capable de : faire des lectures d'AIMS avec des indicateurs visuels ;

déterminer expérimentalement les caractéristiques statiques et dynamiques des blocs, nœuds et canaux de l'AIMS ; analyser les schémas électro-cinématiques et les causes des pannes et dysfonctionnements de l'AP&IMS.

Avoir une expérience dans l'utilisation des moyens de surveillance de l'état technique des instruments aéronautiques et des systèmes de mesure de l'information.

Avoir une idée des instruments d'aviation et des systèmes de mesure d'informations utilisés sur les avions des compagnies aériennes étrangères.

La discipline se compose de sept sections :

1. Principes de construction et fondamentaux de la théorie des API.

2. Dispositifs de surveillance du fonctionnement des moteurs d'aéronefs et des unités d'aéronefs.

3. Équipement de haute altitude et d'oxygène des aéronefs.

4. Altimètres de vol barométriques.

5. Indicateurs de vitesse de vol et de nombre M.

6. Systèmes de mesure de l'information et complexes de paramètres d'altitude et de vitesse.

7. Principes fondamentaux de la théorie appliquée du gyroscope.

Les étudiants étudient la partie théorique de la discipline en autonomie avec la mise en place de deux tests basés sur la littérature recommandée.

La partie pratique de la discipline comprend la mise en œuvre travail de laboratoire et projet de cours.

PAPIERS DE TEST

Le premier travail de contrôle est effectué dans les sections 1 et 2, le second travail de contrôle - dans les sections 3, 4, 5 et 6.

Des sections de la discipline à l'étude sont présentées dans ces des lignes directrices et se composent de sujets avec des questions d'auto-test.

Test consiste en des réponses écrites à des questions d'auto-examen en fonction de la tâche. Dans le travail de contrôle, vous devez d'abord écrire le contenu de la question, puis indiquer la réponse sur le fond.

Le travail de contrôle doit être dactylographié ou manuscrit à l'encre noire ou bleue de façon claire et sans bavures. Il est nécessaire de laisser des marges sur les feuilles pour les commentaires du relecteur.

Tous les diagrammes et graphiques structurels, fonctionnels et schématiques doivent être réalisés conformément aux exigences de l'ESKD et du GOST. À la fin du test, vous devez fournir une liste de la littérature utilisée et apposer une signature personnelle. Un travail de contrôle sans signature ne fait pas l'objet d'un contrôle et est restitué à l'étudiant.

Une variante de la tâche de contrôle est constituée de questions d'auto-examen comme suit : il faut répondre à l'une des questions d'auto-examen pour chaque sujet de la section correspondante. Les numéros de question sont déterminés par le dernier chiffre du chiffre de l'élève conformément au tableau. 1. Si le numéro de la question du sujet ne correspond pas au dernier chiffre du chiffre de l'élève, le numéro de la question du sujet indiqué entre parenthèses est sélectionné.

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1. Vorobiev V.G. et autres Appareils aéronautiques, systèmes et complexes de mesure de l'information : Proc. pour les universités / Éd. V.G. Vorobiev. M. :

Transports, 1992. 399 p.

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2. Vorobyov V.G., Zyl V.P., Kuznetsov S.V. Complexes d'équipements numériques de vol et de navigation. Partie 1. Didacticiel. – M. :

MGTUGA, 1998. 140 p.

3. Vorobyov V.G., Zyl V.P., Kuznetsov S.V. Complexes d'équipements numériques de vol et de navigation. Partie 2. Tutoriel. – M. :

MGTUGA, 1998. 116 p.

4. Grishanov N.G. Équipements haute altitude des avions de l'aviation civile. - M. : Mashinostroenie, 1971. - 264 p.

Littérature pour la conception de cours

5. Glukhov V.V. et autres appareils et systèmes de mesure de l'aviation.

Didacticiel. Partie 2. - M. : MIIGA, 1984. - 56 p.

6. Gabets V.N. Conception du capteur vitesses angulairesà ressort électrique : manuel pour la conception de cours dans la discipline "Instruments aéronautiques, systèmes et complexes de mesure de l'information". – M. : AG MGTU, 2002. – 24 p.

7. Solovyov Yu.S. Calcul de l'accéléromètre de compensation du pendule :

Manuel pour la conception de cours dans la discipline "Instruments aéronautiques et systèmes de mesure de l'information". – M. : AG MGTU, 2002. – 24 p.

8. Nesterova N.P. etc. Éléments de dispositifs instrumentaux. Conception de cours. Didacticiel. Partie 1. Calculs. - M. : Ecole Supérieure, 1978. - 328 p.

9. Nesterova N.P. etc. Éléments de dispositifs instrumentaux. Conception de cours. Didacticiel. Partie 2. Conception. - M. : Lycée supérieur, 1978. - 320 p.

10. Développement et exécution de la documentation de conception pour les équipements radio électroniques : Manuel / Ed. E.T.Romanycheva. - M. : Radio et communication, 1989.

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Objectif et stades de développement des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information.

Paramètres caractérisant le mode de vol de l'aéronef et paramètres déterminant le mode de fonctionnement de l'installation motrice.

Classification des API par objectif, principe de fonctionnement et méthode de contrôle. Conditions de fonctionnement et exigences pour l'instrumentation conformément à NLGS-3.

Des lignes directrices

Il est nécessaire de se familiariser avec le rôle de l'APIS dans le contrôle de vol et la sécurité des vols. Considérez les paramètres de vol qui caractérisent le mouvement du centre de masse de l'avion et le mouvement autour du centre de masse.

Identifier les influences externes qui affectent les conditions de fonctionnement des équipements aéronautiques et les plages de leur changement dans les conditions de vol.

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1. Énumérez les paramètres qui caractérisent le mouvement du centre de masse de l'aéronef et le mouvement autour du centre de masse, ainsi que les instruments et systèmes qui les mesurent.

2. Énumérez les paramètres qui déterminent le mode de fonctionnement de la centrale, ainsi que les instruments et systèmes qui les mesurent.

3. Donner une classification des API selon leur objectif.

4. Indiquez les plages de changements de température et de pression de l'environnement et expliquez leur impact sur le fonctionnement de l'équipement aéronautique.

5. Énumérez les effets mécaniques qui affectent le fonctionnement de l'instrumentation et indiquez les plages de leur changement.

Thème 2. Principes de construction et principales caractéristiques des API.

Schémas fonctionnels généralisés des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information. Circuits de mesure de conversion directe et de conversion d'équilibrage. Principes de construction des circuits numériques de mesure.

Les principales caractéristiques statiques et dynamiques d'APiIMS : sensibilité, fonction de transfert, réponse en fréquence.

Classification des erreurs : méthodique et instrumentale, statique et dynamique, systématique et aléatoire.

Des lignes directrices

Considérons les schémas fonctionnels généralisés d'un instrument d'aéronef et d'un système de mesure de l'information.

Déterminer la sensibilité et les fonctions de transfert des circuits typiques de conversion directe et d'équilibrage.

Classer les erreurs et leur donner des définitions. Associez l'erreur à la cause de son apparition. Spécifiez les méthodes de compensation d'erreur.

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1. Définir un instrument d'aéronef, un capteur et un système de mesure de l'information. Donne des exemples.

2. Donner les définitions de sensibilité, gain, fonction de transfert. Donne des exemples.

3. Donnez des exemples de dispositifs analogiques construits sur le principe de la conversion directe et de la conversion d'équilibrage astatique.

4. Donner des définitions des erreurs méthodologiques et instrumentales. Donne des exemples.

5. Expliquez l'erreur dynamique, donnez sa définition. Donne un exemple.

Thème 3. Types de signaux dans les canaux d'information de l'AIMS

Schéma structurel canal d'information. Types de liaisons fonctionnelles : analogique, discrète-analogique, discrète. Types et niveaux de signaux électriques de connexions fonctionnelles dans API&IIS.

Modulation, quantification, échantillonnage et codage de signaux. Transformation des signaux par liens dynamiques.

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Il est nécessaire de comprendre le but des éléments du schéma fonctionnel du canal d'information. Considérez les types et les caractéristiques des connexions fonctionnelles entre les appareils et les systèmes : analogiques, discrètes-analogiques, discrètes.

Étudier les types et les niveaux de signaux électriques pour les types de connexions fonctionnelles analogiques, discrètes-analogiques et discrètes conformément à GOST 18977-79.

Familiarisez-vous avec les types de modulation d'harmoniques et d'impulsions. Considérez les processus de quantification et de discrétisation et les erreurs qui en résultent.

Lors de l'apprentissage du codage Attention particulière faites attention au code binaire (DC) et au code décimal codé binaire (BCD), qui sont largement utilisés pour l'échange d'informations dans les complexes de base des équipements de vol et de navigation numériques (BCSPNO).

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1. Considérez le schéma fonctionnel du canal d'information.

2. Énumérez les types et les niveaux de signaux électriques pour les types de connexions fonctionnelles analogiques et analogiques discrètes.

3. Présenter sous la forme d'un tableau les nombres décimaux de 11 à 15 en code binaire (DC) et en code décimal codé binaire (DDC).

4. Énumérer les types et les niveaux de signaux électriques pour un type discret de connexion fonctionnelle.

5. Décrire le processus de quantification et donner des estimations de l'erreur de quantification.

Section 2. Dispositifs de surveillance du fonctionnement des moteurs d'aéronefs et des unités d'aéronefs

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Méthodes de mesure de la pression et de la raréfaction. Classification des manomètres selon le type de pression mesurée. Le principe de fonctionnement et les caractéristiques de conception des manomètres électromécaniques des types EDMU, EM et DIM. Complexe d'information de type de pression IKD27. Les erreurs des manomètres et les voies de leur compensation. Dysfonctionnements et pannes typiques.

Alarmes de pression. Compteurs de couple et de poussée.

Convertisseurs de fréquence de pression.

Des lignes directrices

Faire apparaître les principes de classification des manomètres. Considérez les principaux types d'éléments sensibles élastiques des manomètres. Étudier le principe de fonctionnement et les caractéristiques de conception des manomètres électromécaniques à distance. Considérez les erreurs des manomètres et les méthodes de compensation.

Familiarisez-vous avec les caractéristiques de fonctionnement des manomètres d'aviation.

Comprendre la portée des convertisseurs de fréquence de pression.

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1. Indiquez les avantages et les inconvénients divers types manomètres.

2. Considérez au moins deux schémas de manomètres électromécaniques pour l'aviation. Donner une description du principe de fonctionnement des circuits.

3. Considérez les erreurs des manomètres et les moyens de les compenser.

4. Donnez un schéma de principe de l'indicateur de pression.

5. Expliquez le principe de fonctionnement du convertisseur de fréquence de pression.

Thème 5. Thermomètres aéronautiques

Méthodes de mesure de la température à bord des aéronefs. Caractéristiques des thermistances utilisées dans les thermomètres à résistance électrique. Le principe de fonctionnement, les schémas de circuit, les caractéristiques de conception, les erreurs des thermomètres à résistance.

Thermomètres thermoélectriques. Caractéristiques des thermocouples. Le principe de fonctionnement, les schémas de circuit, les caractéristiques de conception, les erreurs des thermomètres thermoélectriques. Dysfonctionnements typiques des thermomètres à résistance et des thermomètres thermoélectriques.

Caractéristiques des thermomètres bimétalliques.

Des lignes directrices

Il est nécessaire de classer les méthodes de mesure de la température des différents milieux rencontrés dans les aéronefs. Déterminez les dépendances calculées de la résistance à la température pour les thermistances métalliques et semi-conductrices.

Familiarisez-vous avec les caractéristiques des thermistances les plus applicables.

Étudier les schémas de circuit des thermomètres à résistance de type TNV et TUER Considérer les erreurs des thermomètres à résistance et les méthodes de compensation.

Lors de l'étude des thermomètres thermoélectriques, révéler les caractéristiques des thermocouples en fonction des matériaux des électrodes. Explorer circuits électriques thermomètres thermoélectriques tels que TVG, TST, TCT et à compensation. Lors de l'examen des erreurs des thermomètres thermoélectriques, accordez une attention particulière aux méthodes de compensation de l'erreur de température méthodologique en modifiant la température de la soudure froide.

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1. Donner une appréciation comparative des méthodes de mesure de la température à bord d'un aéronef.

2. Considérez le principe de fonctionnement et le circuit électrique du thermomètre à résistance de type TUE-48.

3. Indiquez les erreurs méthodologiques et instrumentales des thermomètres à résistance et les méthodes de compensation.

4. Considérez le principe de fonctionnement et le circuit électrique d'un thermomètre thermoélectrique de type compensation.

5. Indiquez les erreurs méthodologiques et instrumentales des thermomètres thermoélectriques et les méthodes de compensation.

Sujet 6. Tachymètres d'aviation

Méthodes de mesure de la fréquence de rotation de l'arbre du moteur d'un aéronef. Tachymètres à induction magnétique : principe de fonctionnement, schémas électriques, variantes de conception. Équation de l'échelle du tachymètre à magnéto-induction. Les erreurs et les méthodes de leur compensation. défauts caractéristiques.

Des lignes directrices

Les tachymètres d'aviation fournissent des informations de base sur la vitesse de l'arbre du moteur de l'avion. Par conséquent, une fiabilité et une précision accrues sont requises de ce dispositif, ce qui explique la généralisation des tachymètres à induction magnétique déportés utilisant un système d'arbre "électrique".

Élaborez le principe de fonctionnement et les caractéristiques de conception de ce type de tachymètre. Expliquez ses principales erreurs et comment les compenser.

Littérature :, p. 68-77.

Questions pour l'auto-examen

1. Fournissez une liste de méthodes de mesure de la vitesse de l'arbre du moteur et donnez-leur une évaluation critique de la précision et de la fiabilité. Considérons le principe de fonctionnement d'un tachymètre à induction magnétique.

3. Indiquez le principe d'apparition du couple dans un tachymètre à induction magnétique.

4. Expliquez comment la rotation synchrone de l'arbre du capteur avec l'arbre du moteur du pointeur est assurée.

5. Considérez les erreurs de température du tachymètre à induction magnétique et les méthodes de compensation.

Sujet 7. Systèmes de dosage de carburant

Méthodes de mesure de la quantité de carburant. Jauges de carburant à flotteur. Jauges de carburant à capacité électrique : principes de fonctionnement, schémas électriques, caractéristiques de conception. Erreurs et dysfonctionnements possibles. Consommation de programme et ravitaillement automatisés. Machines à centrer. Principe de fonctionnement, appareil, caractéristiques d'utilisation.

Méthodes de mesure de la consommation de carburant. Débitmètres à turbine. Le principe de fonctionnement, les schémas de circuit, les caractéristiques de conception. Erreurs et dysfonctionnements possibles. Liste des paramètres contrôlés et CPA.

Des lignes directrices

Les aéronefs modernes utilisent des flotteurs à distance électrique et des jauges de carburant à capacité électrique. Il est nécessaire de faire attention à l'étanchéité des capteurs du système de carburant, à la dépendance des lectures de la jauge de carburant à la température. Considérez l'erreur de température méthodologique des jauges de carburant à capacité électrique et les méthodes de compensation. Étudier le schéma de principe de la partie de mesure de la jauge de carburant à capacité électrique basée sur des ponts à courant alternatif auto-équilibrés. Pour analyser les caractéristiques d'obtention d'informations sur le carburant restant total et critique dans les réservoirs, faites attention aux principes du contrôle de la jauge de carburant.

Lors de l'étude de différents types de débitmètres instantanés et totaux, il est nécessaire de considérer diverses options pour les solutions de circuit et leurs principales erreurs. Considérez les caractéristiques de conception des débitmètres à turbine, qui sont les plus largement utilisés. Faites attention à l'apparition d'une erreur lorsque la température ambiante change et aux méthodes pour la compenser. Il est nécessaire de donner une analyse du fonctionnement des unités de correction de densité.

Littérature :, p. 78-93.

Questions pour l'auto-examen

1. Jauge de carburant à flotteur et l'essence de ses erreurs méthodologiques.

2. Considérez le diagramme schématique d'une jauge de carburant à capacité électrique. Expliquer l'effet de la température sur le capteur électrocapacitif et le carburant dans les réservoirs, indiquer les méthodes de compensation des erreurs de température.

3. Donnez un schéma de principe de l'indicateur de niveau de carburant dans le réservoir.

4. Considérez un diagramme schématique du canal de consommation instantanée de carburant d'un débitmètre à turbine.

5. Considérez un diagramme schématique du canal de la réserve totale de carburant du débitmètre à turbine.

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paramètres de vibrations. Vibromètres pour la vitesse et l'accélération. Caractéristiques de conception, erreurs, KPA. Amortissement des appareils et des systèmes.

Indicateurs de position des volets, du stabilisateur, des leviers de commande du moteur, etc.

Pointeurs combinés.

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Pour contrôler le niveau de vibrations et les surcharges vibratoires, des vibromètres sont utilisés, dont les capteurs sont installés aux endroits où les vibrations sont mesurées. Considérez les types de capteurs pour mesurer les vibrations. Établir une relation entre l'ampleur des surcharges vibratoires qui se produisent dans les moteurs et autres systèmes d'aéronefs et le degré d'usure de leurs éléments mécaniques. Considérez les méthodes de traitement des vibrations, déterminez la propriété positive des vibrations.

Pour étudier les principes de base de la construction d'indicateurs de position pour les éléments individuels de l'avion (volets, stabilisateur, leviers de commande du moteur, etc.), considérez les engrenages à distance et les types d'indicateurs.

Révéler l'essence des méthodes de réduction du nombre de dispositifs indicateurs.

Montrer qu'une simplification significative du contrôle de l'état des systèmes de l'avion est l'utilisation de systèmes d'alarme et d'instruments combinés, qui sont une combinaison de plusieurs indicateurs dans un même boîtier. Déterminer les perspectives d'utilisation des instruments combinés électroniques.

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1. Considérez le principe de fonctionnement du capteur pour mesurer les vibrations.

2. Déterminez la quantité de surcharge vibratoire et la fréquence des oscillations naturelles du capteur de vibrations.

3. Fournir une liste d'indicateurs de la position spécifiée des éléments structurels de l'aéronef. Donnez un schéma de principe de l'indicateur de position, décrivez le principe de fonctionnement.

4. Expliquer le principe de fonctionnement des caractéristiques de l'instrument combiné de contrôle des paramètres d'un moteur d'avion.

5. Considérez le schéma fonctionnel du vibromètre de vitesse.

Section 3. Équipement haute altitude et oxygène des aéronefs

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Caractéristiques de l'influence des vols à haute altitude sur le corps humain, moyens de protection contre cette influence. Types de cabines hermétiques. Equipement de contrôle-alarme et de contrôle des cabines hermétiques.

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Étudier l'effet des changements des paramètres atmosphériques sur le corps humain.

Se familiariser avec les notions d'aérobolisme et de privation d'oxygène. Le rôle de la pression partielle d'oxygène dans les processus oxydatifs et l'apport d'oxygène à l'organisme. Le processus de formation du dioxyde de carbone, son rôle dans le processus respiratoire. Valeurs normales et minimales admissibles de la pression partielle d'oxygène dans l'air inhalé et alvéolaire. L'humidité de l'air, son rôle dans le processus respiratoire et l'échange de chaleur du corps humain avec l'environnement. Le concept d'oxygène médical et technique, les règles de manipulation de l'oxygène.

Exigences physiologiques et hygiéniques pour les cabines d'avion pressurisées. Classification des cabines hermétiques : ventilation, régénération, régénération et ventilation.

Microclimat et ses caractéristiques, exigences pour les paramètres du microclimat.

Étanchéité des cabines et normes de fuite d'air admissible.

Un ensemble d'équipements haute altitude pour cabines hermétiques (GC).

Systèmes de conditionnement d'air dans les cabines d'avions pressurisés. Paramètres aériens Classification des systèmes de climatisation des aéronefs et de leurs schémas.

Régulation de la pression d'air dans la cabine de l'avion en hauteur. Types de régulateurs utilisés sur les avions modernes.

Régulation de la température de l'air GK. Régulateurs de température utilisés dans les cabines d'avion pressurisées.

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1. Décrire l'impact des changements des paramètres atmosphériques sur le corps humain.

Lister les moyens techniques qui assurent la vie normale de l'équipage et des passagers dans des conditions de vol à haute altitude.

2. Donner une classification des cabines hermétiques, énumérer les exigences relatives aux caractéristiques du microclimat.

3. Considérez le schéma du régulateur de pression d'air dans la cabine.

4. Donnez le schéma cinématique de l'UVPD-15 et décrivez le principe de fonctionnement.

5. Considérez un diagramme schématique d'un indicateur de débit d'air avec le type de correction URVC.

Thème 10. Équipement d'oxygène des aéronefs L'oxygène, ses propriétés et son application.

Système d'oxygène d'avion. Composition d'un ensemble type d'équipements oxygène et caractéristiques d'utilisation à bord de l'aéronef.

Le principe de fonctionnement, l'appareil, les caractéristiques de fonctionnement des réducteurs d'oxygène, les indicateurs de réserve d'oxygène, les indicateurs des systèmes d'oxygène, les appareils à oxygène avec surpression, les caractéristiques de performance des bouteilles haute et basse pression, les gazogènes liquides.

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Déterminer le but de l'équipement d'oxygène, un ensemble typique d'équipement d'oxygène, étudier les schémas divers systèmeséquipement d'oxygène, types de régulateurs d'alimentation en oxygène, leurs caractéristiques de fonctionnement.

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1. Expliquez le but de l'équipement d'oxygène à bord de l'avion, fournissez des schémas fonctionnels de l'équipement d'oxygène à basse et haute pression.

2. Particularités des trois systèmes d'alimentation en oxygène. Dessinez leurs schémas structurels.

3. Étendre le but des appareils à oxygène avec surpression. Décrire le fonctionnement du régulateur de surpression selon le schéma.

4. Décrire le fonctionnement des indicateurs de stock d'oxygène gazeux et liquide.

5. Décrire le fonctionnement des indicateurs des systèmes d'oxygène pour l'alimentation intermittente et continue en oxygène.

Section 4. Altimètres de vol barométriques Sujet 11.

Altimètres barométriques de vol Méthodes de mesure de l'altitude de vol. Récepteurs de pression d'air et systèmes d'alimentation pour instruments aérométriques. Théorie des altimètres barométriques.

Altimètres mécaniques et électromécaniques. Correcteurs de hauteur et correcteurs.

Consignes Il est nécessaire de se familiariser avec la structure de l'atmosphère terrestre et ses paramètres correspondant à l'atmosphère type (AS). Les principales régularités de construction des altimètres barométriques doivent être obtenues sous la forme de formules barométriques et hypsométriques standard. Lors de l'étude des altimètres barométriques, une attention particulière doit être portée aux erreurs méthodologiques et instrumentales et aux méthodes de compensation.

Pour démonter les principes de fonctionnement, les schémas des altimètres de vol mécaniques et électromécaniques.

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1. Types de hauteurs. Méthodes de mesure de l'altitude de vol. Ambiance normale. Formules barométriques et hypsométriques.

2. Schéma d'un altimètre mécanique. Erreurs méthodiques et instrumentales et méthodes de leur compensation.

3. Le principe de fonctionnement et le schéma de l'altimètre électromécanique. Les erreurs et les méthodes de leur compensation.

4. Le principe de fonctionnement et le schéma du correcteur de hauteur type KB,

5. Type de réglage en hauteur KZV. Schéma, principe de fonctionnement.

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Types de vitesses de vol. Dépendances de base. Triangle de navigation des vitesses. Indicateur (instrumental) et anémomètres réels. Indicateurs de vitesse combinés. Pointeurs de nombre M.

Variomètres.

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Les compteurs de vitesse de vol doivent être étudiés sur la base des dépendances décisives et des méthodes pour leur mise en œuvre constructive dans les instruments. Étudier les méthodes de compensation des erreurs instrumentales et méthodologiques, les schémas cinématiques et électro-cinématiques des dispositifs.

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1. Types de vitesses de vol. Triangle de navigation des vitesses.

2. Le principe de fonctionnement des compteurs de vitesse de vol indicateur.

3. Le principe de fonctionnement du véritable anémomètre avec sortie électrique. Donner les principales dépendances de son travail.

4. Le principe de fonctionnement de l'indicateur de vitesse combiné.

5. Le principe de fonctionnement du compteur de nombre M.

6. Le principe de fonctionnement des variomètres.

Section 6. Systèmes de mesure de l'information et complexes de paramètres d'altitude et de vitesse Thème 13.

Systèmes de mesure de l'information et complexes de paramètres d'altitude et de vitesse Systèmes de signalisation aérienne. Complexes d'information des paramètres d'altitude et de vitesse. Principes constructifs. Schémas fonctionnels. Dépendances fonctionnelles de base. Signalisation automatique de l'incidence et de la surcharge (AUASP).

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Au début de l'étude du sujet, il est nécessaire de déterminer la nécessité de l'application et les avantages d'une détermination complète des paramètres altitude-vitesse.

Analyser le fonctionnement de divers types de systèmes de signalisation aérienne, les principales dépendances fonctionnelles. Étudier les schémas fonctionnels des systèmes de signalisation aérienne avec calculateurs numériques et leurs avantages.

Analyser les caractéristiques de la construction de complexes d'information sur les paramètres d'altitude et de vitesse.

Littérature : [l], p. 170-197;, p. 7-9;, p. 50-55.

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1. Schéma structurel de SVS-PN. Affectation des éléments. Dépendances fonctionnelles de base pour le calcul de la vitesse, de l'altitude, du nombre M.

2. Système SHS avec des dispositifs informatiques combinés avec des pointeurs. Mise en place d'un circuit de soustraction potentiométrique dans la voie d'indication de hauteur.

3. Système SHS avec des dispositifs informatiques combinés avec des pointeurs. Implémentation d'un circuit de division potentiométrique dans le canal d'indication du nombre M.

4. Système SHS avec des dispositifs informatiques combinés avec des pointeurs. Implémentation d'un circuit en pont de multiplication rhéostatique dans la voie d'indication de vitesse.

5. Schéma fonctionnel du SHS avec un calculateur numérique. But des blocs principaux.

6. Schéma fonctionnel du SHS basé sur des microprocesseurs avec un canal d'échange d'informations. Avantages. But des blocs principaux.

Fig. 7. Schéma fonctionnel d'IKVSP avec trois SHS. Principe de fonctionnement.

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Fondements physiques des phénomènes gyroscopiques. Equations de mouvement d'un gyroscope à trois degrés de liberté. Propriétés et caractéristiques de base des gyroscopes à trois degrés de liberté. Caractéristiques de la mise en œuvre technique des gyroscopes.

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L'étude du gyroscope doit commencer par la définition de l'accélération de Coriolis et la dérivation de l'équation du moment gyroscopique. Ensuite, il est nécessaire d'étudier les équations de mouvement d'un gyroscope à trois degrés de liberté et de considérer son mouvement sous l'action d'une impulsion d'impulsion et sous l'action de moments de forces externes à action constante. Sur la base de ces résultats, déterminez les principales propriétés d'un gyroscope à trois degrés de liberté.

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1. Donner le concept d'accélération de Coriolis et de moment gyroscopique.

2. Donner la dérivation des équations du mouvement d'un gyroscope à trois degrés de liberté.

3. Déterminez le mouvement du gyroscope sous l'action de l'impulsion d'impulsion.

4. Déterminez le mouvement du gyroscope sous l'action d'un moment constant de forces externes.

5. Déterminez les propriétés de base d'un gyroscope à trois degrés de liberté.

LISTE DES TRAVAUX DE LABORATOIRE

1. Etude d'un manomètre inductif différentiel de type DIM.

2. Etude du tachymètre à induction magnétique ITE.

3. Etude du thermomètre à résistance TUE-48.

4. Etude de l'altimètre barométrique VEM-72.

5. Étude du système de signalisation aérienne SVS-85

6. Etude d'un gyroscope astatique à trois puissances.

LIGNES DIRECTRICES POUR LA CONCEPTION DES COURS

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La conception des cours est réalisée dans le but d'acquérir des compétences en ingénierie pour effectuer des travaux de conception indépendants.

Dans le processus de conception, les étudiants utilisent le matériel obtenu dans l'étude des disciplines techniques générales et spéciales, et utilisent également la littérature de référence et pédagogique pour le calcul et la conception de l'instrumentation aéronautique, en tenant compte des caractéristiques de fonctionnement dans l'aviation civile.

La portée et le contenu du projet de cours

Le numéro de la tâche et la version des données initiales du projet de cours par les étudiants de la forme d'étude par correspondance sont sélectionnés en fonction des deux derniers chiffres du numéro de registre. Dans ce cas, le numéro de tâche est sélectionné par le dernier chiffre du numéro de registre et le numéro de l'option de données source est sélectionné par l'avant-dernier chiffre. Les élèves dont le numéro de carnet se termine par les chiffres 1, 3, 5, 7, 9 réalisent un projet de cours sur le devoir n° 1 sur le thème « Capteur de vitesse angulaire avec ressort électrique », et les élèves dont le numéro de carnet se termine par les chiffres 0 , 2, 4, 6, 8, réalisez un projet de cours sur le devoir n° 2 sur le thème « Accéléromètre à compensation de pendule ».

En accord avec le chef de département, une tâche individuelle peut être délivrée au sujet des travaux de recherche du département, sur la modernisation des installations de laboratoire du département, ou en accord avec le profil du travail de l'étudiant.

Le projet de cours se compose d'une note explicative et de conception et développement. La partie calcul fait l'objet d'une note explicative qui doit être dactylographiée ou manuscrite à l'encre noire ou bleue (colle) au recto d'une feuille A4 (210297). En termes de contenu, il doit correspondre à la tâche du projet et avoir une pagination, des références numérotées aux sources littéraires.

La notice explicative comprend :

1. Données techniques de l'appareil conçu (capteur).

2. Sélection, justification et description du principe de fonctionnement et de la conception de l'appareil (capteur).

3. Selon la tâche du projet, les calculs effectués. La note doit définir les erreurs spécifiées dans la tâche et montrer que le dispositif conçu (capteur) répond aux exigences techniques. Les calculs compliqués doivent être effectués sur un PC.

4. Analyse des questions incluses dans la tâche du projet de cours.

5. Conclusions (conclusion).

6. Liste de références.

La partie graphique du projet de cours est réalisée sur une feuille au format A1 en totale conformité avec l'ESKD. Sur la première moitié de la feuille - un plan d'assemblage au format A2 de l'appareil (capteur) en cours d'élaboration, sur la seconde moitié de la feuille - un plan d'assemblage au format A3 de l'assemblage le plus critique et des dessins de deux format A4 pièces qui composent l'ensemble. Les schémas structurels et schématiques de l'appareil (capteur) sont donnés dans la note explicative.

Soutenance de projet de cours

Le projet de cours achevé, signé par l'étudiant et admis par le superviseur de soutenance, est soumis à l'examen de la commission, qui comprend au moins deux enseignants. L'étudiant rend compte du travail effectué et répond aux questions des membres de la commission.

Le critère d'évaluation est la connaissance du matériel sur l'appareil conçu (capteur), l'originalité des décisions prises, la qualité de la conception de la note explicative et de la partie graphique, ainsi que l'exactitude et l'exhaustivité des réponses .

Après avoir défendu le projet de cours, le dessin est plié dans un «harmonica» conformément aux exigences de GOST 2.501–88, de sorte que l'inscription principale du dessin se trouve au recto de la feuille pliée dans le coin inférieur droit.

–  –  –

Tâche numéro 2 Thème du projet Accéléromètre à compensation pendulaire.

Les données techniques sont présentées dans le tableau 5.

nye La durée du processus de transition n'est pas supérieure à 0,01 s.

Dépassement pas plus de 20 %.

Structurel Développer la conception d'un pendule compensant une partie de l'accéléromètre.

Analyse Analysez les moyens d'améliorer la précision et les défaillances typiques de l'accéléromètre à compensation de pendule.

Littérature , , , , .

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INTRODUCTION

Les tâches d'étude de la discipline

PAPIERS DE TEST

LITTÉRATURE

PROGRAMME ET LIGNES DIRECTRICES

Section 1. Principes de construction et fondements de la théorie des API

Section 2. Dispositifs de surveillance du fonctionnement des moteurs d'aéronefs et des unités d'aéronefs.

8 Section 3. Équipement haute altitude et oxygène des aéronefs

Section 4. Altimètres de vol barométriques

Section 5. Vitesse anémométrique et Machmètres

Section 6. Systèmes de mesure de l'information et complexes de paramètres altitude-vitesse

Section 7. Principes fondamentaux de la théorie appliquée du gyroscope

LISTE DES TRAVAUX DE LABORATOIRE

INSTRUCTIONS MÉTHODOLOGIQUES POUR LA CONCEPTION DE COURS .... 19

Soutenance de projet de cours

Devoirs pour un projet de cours

APPENDICE

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Module 1 : INSTRUMENTS ET CAPTEURS D'AVION

Section 1. RENSEIGNEMENTS GÉNÉRAUX SUR LES INSTRUMENTS, LES SYSTÈMES ET LES COMPLEXES DE MESURE ET D'INFORMATIQUE DES AÉRONEFS

Conférence 1. Caractéristiques de la discipline et son rôle dans la formation d'un spécialiste. Capteurs, systèmes de mesure de l'information et complexes dans l'instrumentation des aéronefs

Le développement et l'efficacité de l'utilisation de la technologie aéronautique sont inextricablement liés à l'amélioration du support d'information embarqué pour le processus de pilotage des aéronefs. La complication et l'amélioration des performances de vol des équipements aéronautiques, l'augmentation des vitesses de vol, de la portée et des altitudes, l'élargissement de la gamme des tâches fonctionnelles effectuées et les exigences croissantes en matière de sécurité des vols déterminent une augmentation significative des exigences de précision et de vitesse de instruments de mesure et détermination des paramètres de vol, de navigation et autres paramètres de mouvement, des modes de fonctionnement de la centrale, des unités et des systèmes individuels.

La nécessité de prendre en compte de nombreux facteurs et perturbations aléatoires, l'utilisation des principes de filtrage et d'intégration optimaux, l'utilisation généralisée de la technologie informatique pour le traitement, la conversion et l'affichage des informations ont conduit à l'attribution de systèmes et de complexes de mesure et de calcul à des fins diverses dans l'instrumentation des aéronefs. Les systèmes de mesure et de calcul résolvent les problèmes de perception et de mesure des signaux informatifs primaires, de collecte automatique, de transmission et de traitement conjoint des informations de mesure, de sortie des résultats sous une forme pratique pour la perception par l'équipage, d'entrée dans les systèmes de contrôle automatique, de fourniture à d'autres. systèmes techniques avion.

La formation de spécialistes dans le domaine du développement de la production et de l'exploitation d'instruments et de capteurs d'aviation, de systèmes de mesure et de calcul et de complexes d'instruments prévoit l'étude de méthodes de mesure des paramètres de vol et de navigation, des paramètres de mode de fonctionnement de la centrale et des unités, de l'environnement paramètres, principes de construction et de formation des signaux informatifs primaires , algorithmes de traitement des informations dans les canaux de mesure, caractéristiques et erreurs statiques et dynamiques, moyens d'améliorer la précision et les directions pour améliorer les instruments d'aviation embarqués, les systèmes de mesure et de calcul et les complexes d'aéronefs et hélicoptères, divulgués dans le cadre de ce tutoriel.

Le manuel vous permet d'effectuer raisonnablement des calculs d'ingénierie, des analyses et des synthèses de canaux de mesure d'instruments d'aviation, de systèmes de mesure et de calcul et de complexes à des fins diverses aux étapes d'une proposition technique, d'un projet et d'une conception technique en référence à des objets réels de la technologie aéronautique .

La nécessité d'obtenir des informations sur l'état d'un processus ou d'un objet particulier se pose dans tous les domaines de la science et de la technologie lors de diverses expériences physiques, lors du contrôle de processus de production et technologiques, lors du contrôle d'objets en mouvement, etc. méthode principale qui permet d'obtenir des informations quantitatives primaires sur les grandeurs caractérisant l'objet ou le processus étudié ou contrôlé. Les informations obtenues à la suite des mesures sont appelées informations de mesure. Dans ce cas, un rôle important est joué par la précision de la mesure, qui dépend directement de la précision de l'appareil de mesure, qui est un moyen technique d'obtenir des informations sur le processus contrôlé.

La précision d'un appareil de mesure est déterminée par son principe de fonctionnement, sa construction structurelle, le choix des paramètres de conception des éléments fonctionnels, les mesures utilisées pour réduire les erreurs statiques et dynamiques et d'autres caractéristiques de sa mise en œuvre.

Pour assurer la précision spécifiée des appareils de mesure, il est nécessaire dès ce stade de la conception de mener une étude pour sélectionner la structure et les paramètres, identifier puis prendre en compte les facteurs de déstabilisation externes et internes, et utiliser des méthodes efficaces pour éliminer leur influence sur le qualité de l'appareil de mesure.

Les termes et définitions des concepts de base dans le domaine des mesures, des instruments et des systèmes de mesure sont normalisés par RMG 29-99 et GOST R8.596-2002.

par mesure s'appelle trouver empiriquement la valeur d'une grandeur physique à l'aide de moyens techniques spéciaux.

Résultat de la mesure est la valeur d'une grandeur physique trouvée en la mesurant.

Informations sur la mesure- il s'agit d'une appréciation quantitative de l'état d'un objet matériel, obtenue expérimentalement en comparant les paramètres de l'objet à une mesure (unité de mesure matérialisée).

Les mesures sont basées sur une population phénomènes physiques représentant principe de mesure. Ils sont réalisés avec l'aide de techniciens instruments de mesure utilisé dans les mesures et ayant des paramètres métrologiques normalisés.

Instruments de mesure sont divisés en mesures, transducteurs de mesure, instruments de mesure, installations de mesure et systèmes de mesure (information - systèmes de mesure).

Mesure- un instrument de mesure destiné à la perception quantité physique taille donnée(par exemple, les unités de mesure, sa valeur fractionnaire ou multiple). Un exemple de mesure est une règle de mesure (mètre), qui est une mesure de longueur.

Transducteur de mesure- un instrument de mesure pour générer un signal d'informations de mesure sous une forme commode pour la transmission, la transformation ultérieure, le traitement et (ou) le stockage, mais ne se prêtant pas à une perception directe par un observateur.

Selon l'emplacement du transducteur de mesure dans la structure globale de l'appareil, dispositif ou système, on distingue les transducteurs de mesure primaire, secondaire, etc., notamment le transducteur de mesure de sortie.

Selon le principe de fonctionnement, on distingue les transducteurs de mesure thermoélectriques, mécaniques, pneumatiques, etc.

Selon le type de signal informatif principal ou la nature de la conversion du signal de mesure, on distingue par exemple résistif, inductif, capacitif, pneumoélectrique.

Selon la version et la forme des signaux convertis du convertisseur, on distingue les transducteurs de mesure électroniques, analogiques, numériques, etc.

En plus du terme "transducteur de mesure", un terme étroitement lié est utilisé - "capteur".

Capteur- il s'agit d'un ou plusieurs transducteurs de mesure utilisés pour convertir la grandeur non électrique mesurée en puissance électrique et regroupés en une seule structure.

Le terme capteur est généralement utilisé en combinaison avec la grandeur physique pour la transformation primaire à laquelle il est destiné : capteur de pression, capteur de température, capteur de vitesse, etc.

Appareil de mesure- un instrument de mesure conçu pour générer un signal d'informations de mesure sous la forme, accessible pour une perception directe par l'observateur.

Configuration de mesure- un ensemble d'instruments de mesure fonctionnellement combinés, conçus pour générer plusieurs signaux d'informations de mesure sous la forme, à l'aise pour la perception directe par l'observateur et situé en un seul endroit. L'installation de mesure peut contenir des mesures, des appareils de mesure, ainsi que divers appareils auxiliaires.

Système de mesure- il s'agit d'un ensemble d'instruments de mesure (mesures, instruments de mesure, transducteurs de mesure) et de dispositifs auxiliaires interconnectés par des canaux de communication, conçus pour générer des signaux d'information de mesure sous une forme convenant au traitement automatique, à la transmission et (ou) à l'utilisation dans des systèmes de contrôle automatique.

Dans le cadre du passage à l'obtention et à l'exploitation des résultats de mesures multiples, qui est un flux d'informations de mesure sur un ensemble de valeurs mesurées homogènes ou hétérogènes, s'est posé le problème de leur perception et de leur traitement dans un temps limité, la création de moyens capables de décharger une personne (équipage) de la nécessité de collecter, traiter et représenter sous une forme accessible pour la perception et la saisie dans des dispositifs de contrôle ou d'autres systèmes techniques. La solution de ce problème a conduit à l'émergence d'une nouvelle classe d'instruments de mesure conçus pour la collecte automatisée d'informations à partir d'un objet, sa transformation, son traitement et sa représentation séparée ou intégrale (généralisée). De tels moyens (et pas seulement embarqués) ont d'abord été appelés systèmes de mesure de l'information ou de mesure Systèmes d'information(IIS). Ces dernières années, ils sont de plus en plus souvent appelés systèmes de mesure et de calcul (ICS).

Information - systèmes de mesure et systèmes de mesure et de calcul est un ensemble de moyens de mesure, de calcul et d'autres moyens techniques auxiliaires fonctionnellement intégrés pour obtenir des informations de mesure, leur transformation, leur traitement afin de les présenter au consommateur (y compris la saisie dans systèmes automatiques contrôle) sous la forme requise, ou mise en œuvre automatique fonctions logiques contrôle, diagnostic, identification.

Dans le cas général, IIS (IVS) est compris comme un système conçu pour obtenir automatiquement des informations quantitatives à partir d'un objet étudié (contrôlé) par le biais de procédures de mesure et de contrôle, en traitant ces informations selon un certain algorithme et en les délivrant sous une forme qui convient pour la perception ou l'utilisation ultérieure pour contrôler l'objet et résoudre d'autres problèmes.

IIS et IVS combinent des moyens techniques, allant des capteurs et maîtres aux dispositifs de sortie d'informations, ainsi que tous les algorithmes et programmes nécessaires à la fois pour contrôler le fonctionnement du système et pour résoudre les tâches de mesure, de calcul et auxiliaires.

Il est possible de combiner des systèmes de mesure, d'information-mesure et de mesure-informatique en systèmes de mesure, d'information-mesure et de mesure-informatique complexes afin d'assurer un traitement conjoint (complexe) de leurs informations avec l'exactitude et la fiabilité nécessaires.

À l'issue de l'étude du matériel théorique et de l'achèvement des travaux de laboratoire et Travaux pratiques les cadets doivent connaître : le rôle des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information pour assurer la sécurité des vols; les exigences de l'organisation de l'aviation civile internationale OACI pour l'avionique embarquée des aéronefs civils ; fondements de la théorie, principes de fonctionnement, caractéristiques de conception et principales caractéristiques opérationnelles des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information ; principes de calcul et de conception des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information ; objectifs et méthodes de traitement complexe des informations de navigation.

À la fin de l'étude du matériel théorique et de l'exécution de travaux de laboratoire et pratiques, les cadets devraient être en mesure de : analyser le fonctionnement des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information; utiliser des équipements de contrôle et de vérification et des instruments de mesure dans l'étude des instruments d'aviation et des systèmes d'information et de mesure d'un aéronef. analyser les causes des pannes et des dysfonctionnements des instruments aéronautiques et des systèmes de mesure de l'information.

À la fin de l'étude du matériel théorique et de l'exécution des travaux de laboratoire et pratiques, les cadets doivent connaître : les principales orientations du développement des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information; dans les caractéristiques de fonctionnement en vol des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information.

Références : D.A. Braslavsky. "Appareils d'aviation et appareils automatiques" - M.: "Ingénierie" O.I.Mikhailov, I.M.Kozlov, F.S.Gergel Aviation devices. M.: "Ingénierie" V.G. Vorobyov, V.V. Glukhov, A.L. Grokholsky et autres. Ed. V.G.Vorobyeva "Instruments aéronautiques et systèmes de mesure" - M.: "Transport"

Littérature supplémentaire : V.I.Kupreev. "Appareils informatiques embarqués" -M. : Transport Ed. PA Ivanova. «Équipement de mesure du cap et de la verticale sur les avions de l'aviation civile» - M.: «Ingénierie» V.Yu. Altukhov, V.V. Stadnik. "Instruments gyroscopiques, automatiques systèmes embarqués contrôle des aéronefs et leur fonctionnement technique "-M.: "Ingénierie" N.M. Bogdantchenko. "Systèmes de cap et calculateurs de navigation pour avions de l'aviation civile" - M. : "Transport"

Questions pédagogiques Sujet, objectif, tâches principales de la discipline et sa structure Objectif, composition des instruments d'aviation et des systèmes de mesure de l'information (AP et IMS) des aéronefs (AC) Classification des erreurs dans les AP et IIS des aéronefs Conditions de fonctionnement des AP et IIS des aéronefs

Selon la méthode de contrôle, les appareils sont divisés en appareils distants non distants. Un appareil distant se caractérise par la présence d'une ligne de communication reliant un capteur et un indicateur séparés par une certaine distance. La ligne de communication peut être mécanique, hydraulique, électrique, pneumatique, etc.

Les dispositifs avec sortie directe d'informations sont subdivisés : en dispositifs avec indication d'informations sous forme de données numériques ou analogiques ; sur les appareils avec émission d'une image sous la forme d'une silhouette d'avion, d'un écran avec une carte de la situation, etc.; sur les appareils qui fournissent des informations sous forme de panneaux lumineux avec des inscriptions ; sur les appareils qui fournissent des informations sous la forme signal sonore, et etc.

Les causes des erreurs de mesure sont : imprécision description mathématique la dépendance fonctionnelle, le caractère incomplet de sa mise en œuvre dans l'outil de mesure, la présence d'interférences et de perturbations affectant la valeur des paramètres de la fonction de conversion, etc.

Les erreurs méthodologiques sont déterminées par le développement insuffisant de la méthode de mesure ou l'approximation de la mise en œuvre de la fonction de conversion dans la conception de l'outil de mesure. Les erreurs instrumentales sont causées par des imprécisions dans la fabrication des éléments de l'instrument de mesure, des modifications de leurs paramètres sous l'influence de l'environnement extérieur, des imperfections des matériaux à partir desquels ils sont fabriqués, etc.

Erreurs absolues Les erreurs absolues d'un DUT sont exprimées en unités de la quantité mesurée x ou en unités du signal de sortie y. L'erreur absolue du DUT en unités de la valeur mesurée (réduite à l'entrée du DUT) est égale à la différence entre son indication x et la valeur réelle de la grandeur mesurée xo : x = x - x o. L'erreur absolue du DUT en unités du signal de sortie (normalisée à la sortie du DUT) y = y - yo, où y est le signal de sortie réel ; yo est un signal de sortie idéal (la valeur du signal de sortie correspondant à la valeur réelle de la valeur mesurée conformément à la caractéristique spécifiée). DUT - appareil de mesure, qui est compris comme un appareil ou un capteur

En considérant un petit incrément du signal y comme une différentielle de la fonction y = ƒ(x), on peut obtenir une relation approximative entre les erreurs x et y : y = x = S x où S est la sensibilité du DUT. Cette relation est illustrée par un graphique (Fig.), Sur lequel la ligne continue montre la caractéristique donnée (idéale) du DUT, et la ligne pointillée reliant un certain nombre de points pris expérimentalement, la caractéristique réelle (réelle). de la valeur mesurée x 0 sur la caractéristique idéale correspond au point A , yo), et sur la caractéristique réelle - point B (xo, y). Le segment AB \u003d y - yo \u003d y exprime l'erreur absolue du DUT en unités de y. Si le point B est projeté parallèlement à l'axe des x sur une caractéristique idéale, alors on obtient le point C (x, y). Le segment CB = x - xo = x exprime l'erreur absolue en unités de x. Du triangle ABC découle la relation entre x et y y / x = ms tgӨ = S, où ms et ty sont les échelles du graphique le long des axes x et y ; Ө est l'angle de l'ECA. Riz. Vers la définition de l'erreur absolue

Erreur relative L'erreur relative du DUT est égale au rapport de l'erreur absolue x ou y sur la valeur courante de la valeur correspondante x ou y : η x = x / x ; η y = y / y Si la caractéristique de l'appareil est linéaire et passe par l'origine (y = Sx), alors η = x / x = y / y

Erreur relative réduite L'erreur relative réduite du DUT est égale au rapport de l'erreur absolue x ou y sur la valeur absolue correspondante de la plage de mesure x D ou y D : ζx = x / x D ; ζy = y / y D

Les instruments aéronautiques et les systèmes de mesure en vol sont exposés à des influences extérieures : changements de température et de pression ambiantes, chocs mécaniques, accélérations linéaires, vibrations, poussières, humidité, etc. Les exigences relatives à l'équipement des aéronefs, les conditions de son fonctionnement et de ses essais sont établies par les Normes de navigabilité pour les aéronefs civils (NLGS-3).

Les équipements aéronautiques, en fonction de leur emplacement sur l'avion, sont divisés en équipements situés : dans des compartiments à température contrôlée ; dans les compartiments à température non régulée et dans les zones en contact avec le flux d'air extérieur ; dans les compartiments moteur.

1. Caractéristiques des paramètres d'altitude et de vitesse.

Réponse : Les paramètres d'altitude-vitesse comprennent : la vitesse verticale, la vitesse (vraie, indiquée), le nombre de Mach, la température de l'air extérieur, les angles d'attaque et de glissement, la pression

altitude barométrique- relatif la taille vol, mesuré à partir d'un niveau conditionnel (niveau de l'aérodrome ou niveau moyen de la mer, surface isobare correspondant à une pression de 101325 Pa) à l'aide d'un altimètre barométrique

air vrai la vitesse s'appelle vitesse mouvement de l'avion par rapport à air masses. vraie vitesse Vist est utilisé par l'équipage à des fins de pilotage. salle des instruments vitesse Vpr est utilisé par le pilote pour le pilotage.

Vitesse indiquée- vitesse de l'avion sans tenir compte du mouvement des masses d'air

Pour mesurer l'altitude et les paramètres de vitesse sont utilisés divers capteurs, par exemple KUS-730 \ 1100, VBE-2, VAR-30, UVID, UM-1, etc.

Outre les instruments et les capteurs des aéronefs, des systèmes de signalisation aérienne (SHS) sont utilisés, également appelés centrales de vitesse et d'altitude. Ils sont destinés à la mesure complexe de ces paramètres et à leur fourniture centralisée à différents consommateurs. Le système SVS-PN avec une calculatrice sans contact résout les formules de calcul pour l'altitude, la vitesse, la vérité et M. (la procédure d'obtention des formules est décrite à la page 172 du manuel Gabts). Il existe également des SHS avec un dispositif informatique combiné à des pointeurs. Les dispositifs sont basés sur des circuits en pont. Un circuit de division potentiométrique est utilisé pour déterminer le nombre M, des circuits de multiplication de pont rhéostatique sont utilisés pour trouver la température de l'air extérieur et le temps, et un circuit de soustraction potentiométrique est utilisé pour calculer la hauteur Htn. Dans tous ces schémas, l'entrée de l'amplificateur reçoit un signal de désadaptation des potentiomètres de réglage et de traitement qui, après amplification, met en rotation le rotor du moteur. Le moteur à travers la boîte de vitesses déplace les balais du potentiomètre minier et des potentiomètres de sortie (éléments mobiles du SKT), ainsi que le pointeur de référence visuel (Description détaillée p. 181 du manuel Gabts). (Les informations sur toutes les vitesses se trouvent à la page 148 du même manuel).

2. Donner une description des modes de vol critiques et déterminer les paramètres qui les déterminent.

La stabilité et les caractéristiques de contrôle de l'avion dépendent de la vitesse Vi, Nombres M, angle d'attaque mais, surcharge. Aux incidences dépassant les valeurs critiques, il y a décrochage du flux d'air, ce qui conduit à une instabilité transversale et longitudinale de l'aéronef. Des surcharges accrues ont un effet négatif sur le corps humain, la structure de l'avion, le fonctionnement des unités individuelles et la centrale électrique. Selon l'altitude de vol, le dépassement de la vitesse verticale de ses valeurs critiques Vvcr peut conduire à un accident.

En relation avec ce qui est indiqué, les avions modernes ont des limites de vitesse V et Vv , numéro M, angle d'attaque et surcharge. Ces restrictions dépendent du type d'aéronef, de l'altitude de vol, du mode de fonctionnement des centrales, etc. À ces fins, divers dispositifs et systèmes sont utilisés sur les aéronefs. Les exemples sont les angles d'attaque et les surcharges automatiques (AUASP), ainsi que les systèmes de signalisation de la vitesse dangereuse d'approche de l'avion vers la Terre (SSOS).

AUASP automatique. Il mesure et produit des signaux proportionnels aux angles d'attaque du courant local, aux angles d'attaque critiques et aux forces g verticales. . La machine signale également environ acres, limite les surcharges.

Le principe de fonctionnement de la machine est basé sur le test continu dans les circuits de ponts auto-équilibrés de tensions proportionnelles aux paramètres atek, acr, pu.

Des tensions électriques proportionnelles à ces paramètres sont émises (Fig. 14.17) par des capteurs d'angle d'attaque ROV, angles critiques DKU et surcharge DP.

INSTRUMENTS D'AÉRONEFS, SYSTÈMES ET COMPLEXES DE MESURE D'INFORMATION p191 (papier 189)

3. Donner une description des paramètres sur la base desquels l'approche de l'avion vers la Terre est déterminée.

(Glukhov - Instruments d'aviation, systèmes et complexes de mesure de l'information, p.191)

4. Déterminer les principaux paramètres de vol qui caractérisent la position de l'aéronef dans l'espace.

("Instruments d'aviation, systèmes et complexes de mesure de l'information", V.G. Vorobyov, V.V. Glukhov, I.K. Kadyshev, p. 4)

Les paramètres de vol sont le mouvement de l'avion par rapport à son centre de masse. Pour déterminer la position angulaire de l'aéronef dans l'espace, un repère couplé OXYZ est introduit. La position angulaire de l'aéronef est déterminée par trois angles d'Euler : L'angle formé par l'axe OX d NSK de la projection de l'axe longitudinal OX SSK sur le plan horizontal OX d Z d NSK est mesuré selon l'axe OX d est appelé le lacet angle. L'angle entre l'axe OX associé et le plan horizontal est appelé angle de tangage. L'angle entre le plan de symétrie de l'aéronef XOY et le plan vertical passant par l'axe associé OX est appelé angle d'inclinaison.

5. Déterminez la trajectoire de l'avion.

Cap de l'avion appelé angle dans le plan horizontal, conclu entre la direction prise comme origine, et l'axe longitudinal de l'aéronef. Selon le méridien, par rapport auquel ils comptent, il existe des parcours vrais, magnétiques, au compas et conditionnels.

vrai parcours est l'angle compris entre la direction nord du vrai méridien et l'axe longitudinal de l'aéronef ; compté dans le sens des aiguilles d'une montre de 0 à 360°.

cours magnétique est l'angle compris entre la direction nord du méridien magnétique et l'axe longitudinal de l'aéronef ; compté dans le sens des aiguilles d'une montre de 0 à 360°.

cap compas est l'angle compris entre la direction nord du méridien de la boussole et l'axe longitudinal de l'aéronef ; compté dans le sens des aiguilles d'une montre de 0 à 360°.

Taux de change conditionnel- c'est l'angle compris entre la direction conditionnelle (méridienne) et l'axe longitudinal de l'aéronef.

(Je ne l'ai pas trouvé dans les manuels, j'ai pris la définition de Aircraft Navigation, p. 20, je joins. Vous pouvez en trouver un peu dans le récit Vorobyov, Glukhov, Kadyshev, Aviation Instruments, p. 261)

6. Quels sont les principaux paramètres de navigation qui déterminent la position d'un avion dans l'espace ?

7. Déterminer la tâche de navigation et en justifier la nécessité solution automatique

Manuel APIiSK page 297

8. Comment s'effectue la mesure des paramètres d'altitude et de vitesse ? Quels appareils et systèmes résolvent ce problème ?

9. Comment s'effectue la signalisation des modes de vol critiques ? Quels systèmes résolvent ce problème ?

Les caractéristiques de stabilité et de contrôlabilité de l'avion dépendent de la vitesse V et, du nombre de Mach, de l'angle d'attaque, de la surcharge. Aux incidences dépassant les valeurs critiques, il y a décrochage du flux d'air, ce qui conduit à une instabilité transversale et longitudinale de l'aéronef. Des surcharges accrues ont un effet négatif sur le corps humain, la structure de l'avion, le fonctionnement des unités individuelles et la centrale électrique. Selon l'altitude de vol, le dépassement de la vitesse verticale de ses valeurs critiques peut entraîner un accident.

À cet égard, les aéronefs ont des limitations sur la vitesse vraie, la vitesse verticale, le nombre de Mach, l'angle d'attaque et la surcharge. À ces fins, divers dispositifs et systèmes sont utilisés sur les aéronefs. Les exemples sont AUASP, SSOS, IKVSP, EPSS (EGPWS).

AUASP automatique. Il mesure et produit des signaux proportionnels aux angles d'attaque du courant local, aux angles d'attaque critiques et à la force g verticale. La machine signale également les angles d'attaque critiques et limite les surcharges.

Le principe de fonctionnement de la machine repose sur des tests continus de ponts de tension auto-équilibrés proportionnels aux paramètres d'angle d'attaque du courant, d'angle d'attaque critique et de surcharge verticale.

Des tensions électriques proportionnelles à ces paramètres sont émises par les capteurs d'angle d'attaque ROV, les capteurs d'angle critique DKU et le capteur de surcharge DP. Ces tensions sont transmises via l'unité de commutation BC à l'angle d'attaque et à l'indicateur de surcharge de l'UAP.

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Département d'automatisation de la recherche expérimentale

Travaux de colonisation

sur le thème : "Système de mesure de l'information pour surveiller le niveau de carburant dans les avions"

introduction

2.1 Schéma structurel d'IIS

4. Méthodes de traitement numérique

Bibliographie

introduction

Le travail de calcul et de graphisme est consacré à la mise au point d'un système de mesure d'informations permettant de surveiller le niveau de carburant dans les réservoirs des avions.

1. Justification du domaine d'utilisation d'IIS

1.1 L'objet de la mesure et la place qu'y occupe le système développé

La masse de carburant à bord d'un aéronef (LA) est supérieure à la moitié de sa masse au décollage. Par conséquent, la détermination exacte de sa quantité et de sa consommation est l'une des tâches les plus importantes, dont la solution permet d'assurer le fonctionnement des centrales d'avions. Ce problème est résolu par le système de mesure du carburant (TIS).

Les principaux TIS des avions modernes sont les jauges de carburant et les débitmètres. La jauge de carburant est utilisée pour générer des informations de mesure sur l'alimentation en carburant dans les réservoirs de carburant de l'avion. Le débitmètre fournit des informations de mesure sur la consommation de carburant. Sur la base d'une détermination précise de l'alimentation et de la consommation de carburant, il est possible de calculer l'autonomie et la durée du vol, de résoudre les problèmes de contrôle automatique de l'ordre d'épuisement du carburant dans les réservoirs, de transférer automatiquement le carburant d'un réservoir à l'autre pour maintenir le bon alignement de l'avion, générer une alarme sur un niveau de carburant critique, et déterminer l'ordre des ravitaillements en carburant, etc. .

IIS pour le contrôle du niveau de carburant dans les réservoirs d'aéronefs est conçu pour collecter et convertir les signaux analogiques provenant de convertisseurs primaires de grandeurs non électriques (capteur électrocapacitif) en fréquence, son traitement ultérieur par un microcontrôleur et la transmission des données à la console du pilote, ainsi que pour un niveau hiérarchique supérieur - au système de contrôle de l'équipement général de l'aéronef. Le système peut être utilisé à la fois dans le cadre de l'équipement de bord, ainsi que dans l'équipement des systèmes de contrôle au sol pour l'état technique de l'avion.

L'utilisation d'un système de commande et de traitement de l'information à microprocesseur permet d'adapter rapidement l'ensemble du système aux conditions de mesure, c'est-à-dire prendre rapidement en compte l'impact des changements dans les facteurs climatiques et autres facteurs environnementaux, les changements flexibles dans les algorithmes de traitement de l'information et les formes de sa présentation.

Système intégré contrôle du programme et la mesure du carburant, installée sur l'avion, est nécessaire pour mesurer l'alimentation totale en carburant dans les réservoirs des demi-ailes gauche et droite (séparément), mesurer l'alimentation en carburant dans chaque groupe de réservoirs, contrôler automatiquement l'ordre de consommation de carburant dans vol, contrôler le ravitaillement centralisé et signaler le carburant restant.

La jauge à carburant est alimentée par une tension alternative (27 ± 2,7) V, fréquence 400 Hz.

1.2 Le système de mesure de la quantité de carburant de l'avion Yak-18T

La quantité de carburant dans les réservoirs de l'avion est mesurée par une jauge de carburant Westach, qui fournit une jauge de carburant et une indication continue sur le tableau de bord. L'avion dispose de deux réservoirs de carburant, chaque réservoir est équipé d'un capteur de jauge de carburant. Un pointeur à deux points est installé sur le tableau de bord. En plus de la jauge de carburant, les réservoirs de l'avion sont équipés de capteurs qui signalent aux afficheurs lumineux de chaque réservoir la présence d'un bilan de carburant de réserve (30 l). La consommation de carburant est mesurée par un débitmètre de type FS-450.

Figure 2.2 - Schéma électrique schématique de la jauge à carburant. T1 - capteur de jauge de carburant CAT.395-5S du réservoir gauche ; Т2 - capteur de jauge de carburant CAT.395-5S du réservoir droit; T3 - indicateur de jauge de carburant 2DA4-40; R1, R2 - résistance 680 Ohm, 2 W; D10 - protection automatique AZK1M-3, installée sur RU27V.

Indicateur de jauge de carburant 2DA4-40 à deux aiguilles avec une plage de mesure de F (plein) à E (vide, fonctionne avec des capteurs capacitifs.

Figure 2.3 - Installation des capteurs de jauge de carburant. 1 - paroi du réservoir de carburant (peau d'aile); 2 - tasse; 3 - couvercle de trappe; 4 - capteur de jauge de carburant ; 5 - joint de pression du faisceau électrique ; 6 - vis pour régler les lectures de la jauge de carburant avec un réservoir plein; 7 - vis pour régler les lectures de la jauge de carburant lorsque le réservoir est vide; 8 - indicateur de jauge de carburant monté sur le tableau de bord ; 9 - joints d'étanchéité.

Le capteur de jauge de carburant CAT.395-5S est un transmetteur de jauge de carburant qui fonctionne en appliquant une petite quantité fixe de puissance au tube extérieur en aluminium du capteur. La quantité d'énergie induite dans le conducteur secondaire à l'intérieur du tube (et isolé de celui-ci) dépend de la résistance, le volume séparant les deux conducteurs. Un microprocesseur dans la tête du capteur mesure le potentiel induit, l'amplifie et le dirige vers appareil de mesure(indicateur de jauge de carburant). Lorsque la quantité de carburant dans le capteur diminue en raison de l'épuisement, la quantité d'air augmente, ainsi la quantité d'énergie induite est mesurée en continu. L'électronique du capteur est remplie de résine époxy.

Le capteur de réserve de carburant de type flotteur se compose d'un culbuteur avec un flotteur, sur lequel un aimant puissant est installé, et d'un interrupteur à lames, qui est installé à l'extérieur du réservoir sur une carte spéciale. Toutes les parties du capteur sont montées sur le même axe. Lorsque le niveau de carburant baisse, l'aimant prend sa place face au contact reed, le circuit électrique se ferme et la led rouge du tableau de bord s'allume. Le capteur est réglé sur un bilan de carburant de réserve de 30 litres.

Figure 2.4 - Capteur de réserve de carburant. 1 - axe de rotation de la tige avec un flotteur ; 2 - paroi de la nervure d'extrémité de l'aile; 3 - carte avec interrupteur à lames ; 4 - fente pour régler le capteur; 5 - vis de fixation ; 6 - fil machine avec flotteur; 7 - flotteur; 8 - peau inférieure de l'aile (compartiment réservoir); 9 - interrupteur à lames ; 10 - bride avec butées; 11 - la position de la tige avec un flotteur sur la butée supérieure (avec un réservoir plein); 12 - aimant; 13 - borne électrique du commutateur à lames ; 14 - bague d'étanchéité en caoutchouc.

2. Schéma structurel général d'IIS et ses principaux Caractéristiques

2.1 Schéma structurel d'IIS

Système de mesure (SI) : Ensemble d'éléments de mesure, de raccordement, de calcul constituant des voies de mesure, et d'appareils auxiliaires (composants du système de mesure), fonctionnant comme un tout, destiné à :

Obtenir des informations sur l'état de l'objet à l'aide de transformations de mesure dans le cas général d'un ensemble de grandeurs variables dans le temps et réparties dans l'espace caractérisant cet état ;

Traitement automatique des résultats de mesure ;

Enregistrement et indication des résultats de mesure et des résultats de leur traitement mécanique ;

Transformer ces données en signaux de sortie du système à diverses fins.

Remarque - IP ont les principales caractéristiques des instruments de mesure et sont leur variété.

Le système est conçu pour contrôler le niveau de carburant dans les avions à l'aide d'un capteur de capacité électrique de type DT63-1. Le principe de fonctionnement de la partie de mesure de la jauge de carburant est basé sur la mesure de la capacité électrique du capteur-condensateur, qui change sous l'influence d'une variation de la quantité de carburant à l'aide d'un pont électrique à courant alternatif auto-équilibré, un bras de qui est la capacité du capteur.

Lors du remplissage des réservoirs de carburant, l'air entre le tuyau capteur-condenseur est expulsé et l'espace entre le tuyau est rempli de carburant. Dans ce cas, la capacité du capteur passe de la valeur initiale (le réservoir est vide) à la valeur maximale. La valeur de la capacité électrique du capteur est utilisée pour juger de la quantité de carburant dans le réservoir.

Canal du système de mesure (canal de mesure IC) :

Partie structurellement ou fonctionnellement distincte du SI qui remplit une fonction complète depuis la perception de la valeur mesurée jusqu'à la réception du résultat de ses mesures, exprimé par un chiffre ou un code qui lui correspond, ou jusqu'à la réception Signal analogique, dont l'un des paramètres est fonction de la grandeur mesurée.

Remarque - Les canaux de mesure IC peuvent être simples ou complexes. Dans une voie de mesure simple, une méthode de mesure directe est mise en oeuvre par transformations de mesure successives. Le canal de mesure complexe dans la partie primaire est une combinaison de plusieurs canaux de mesure simples dont les signaux de sortie sont utilisés pour obtenir le résultat de mesures indirectes, cumulatives ou conjointes ou pour obtenir un signal proportionnel à celui-ci dans la partie secondaire du complexe canal de mesure du CI.

Composant complexe d'un système de mesure (composant intégré d'un SI, complexe de mesure et de calcul) : Ensemble de composants structurellement intégrés ou localisés territorialement faisant partie du SI, qui, en règle générale, réalise les transformations de mesure, de calcul et opérations logiques fournis par le processus de mesure et les algorithmes pour traiter les résultats de mesure à d'autres fins, ainsi que pour générer des signaux de sortie du système.

Dans ce projet de cours Le schéma fonctionnel suivant du système de contrôle du niveau de carburant de l'avion a été développé (Figure 3.1) :

Parmi les nombreuses méthodes de mesure de la quantité de carburant liquide, les plus utilisées en aéronautique sont les méthodes basées sur la mesure du niveau de carburant. Les principaux sont :

Flotteur - basé sur la mesure du niveau à l'aide d'un flotteur flottant à la surface du carburant dans le réservoir ;

Électrocapacitif - met en œuvre la dépendance de la capacité électrique du convertisseur-condensateur au niveau de carburant dans le réservoir;

Ultrasonique - basé sur la détermination du niveau de carburant en affichant des vibrations ultrasonores à partir des limites de la séparation de deux supports.

Dans ce projet de cours, le système de contrôle du niveau de carburant de l'avion est mis en œuvre sur une jauge de carburant à capacité électrique. Ces jauges de carburant sont largement utilisées sur les avions modernes. Ils permettent de résoudre deux problèmes :

La formation d'informations de mesure sur le stock de carburant dans les réservoirs - est fournie par la partie de mesure de la jauge de carburant;

Maintenir le bon centrage de l'avion lorsque le carburant dans les réservoirs s'épuise, signaler le carburant d'urgence restant dans les réservoirs, etc. - résolu dans la partie automatique de la jauge de carburant.

Pour convertir un changement de capacité en un changement de fréquence correspondant, divers circuits de commutation électriques sont utilisés : résonant, en pont, électrostatique et électropulsé.

Dans un circuit résonnant, la capacité du capteur est un élément du circuit résonnant et une variation de capacité provoque une variation de la fréquence de résonance, ce qui entraîne une variation de la fréquence ou de l'amplitude du courant circulant dans le circuit.

Figure 3.2 - a) circuit résonnant pour l'enclenchement d'un capteur capacitif ; b) courbe de résonance.

système de mesure de l'information carburant

La figure 3.2a) montre l'un des circuits résonnants possibles. Le circuit résonnant LRC est alimenté par un générateur de fréquence constante G. La tension u, lorsque la fréquence de résonance du circuit coïncide avec la fréquence d'oscillation du circuit, sera maximale. Si la fréquence de résonance du circuit LRC change en raison d'une modification de la capacité C du capteur, l'amplitude de tension um changera le long de la courbe de résonance (Figure 3.2b)). En sélectionnant le point de fonctionnement M sur la partie rectiligne de la courbe de résonance (de A vers B), on obtient une variation d'amplitude de tension proportionnelle à la variation de capacité ?C. Ainsi, ce n'est rien d'autre que le schéma de modulation d'amplitude bien connu. La tension u après amplification peut être appliquée à un système d'indexation ou d'enregistrement.

2.2 Spécifications principales

Le capteur principal de la partie de mesure de la jauge de carburant est un condensateur cylindrique situé dans le réservoir de carburant (capteur de niveau de carburant DT63-1). Les plaques de condensateur sont un ensemble de tubes en duralumin disposés coaxialement. Les caractéristiques du capteur sont données dans le tableau 3.1.

Tableau 3.1 - Caractéristiques du capteur DT63-1.

Le système fonctionne en deux étapes. La première étape est la procédure de mesure, qui comprend la conversion de la capacité en un signal électrique, son filtrage et la conversion du signal analogique en un code. La deuxième étape est le traitement des informations reçues par le contrôleur, la transmission et l'affichage des résultats de mesure, ainsi que la formation d'actions de contrôle sur le bloc analogique pour poursuivre l'exécution de l'algorithme de mesure spécifié.

Un capteur de niveau électrocapacitif convertit un changement de capacité en un signal électrique, à savoir en une fréquence. Le démodulateur DM convertit la variation de l'amplitude des oscillations haute fréquence du générateur en une variation de la tension continue. De la sortie du démodulateur DM, le signal passe au filtre passe-bas, qui élimine les composants haute fréquence non informatifs (y compris les micros avec une fréquence de réseau embarqué de 400 Hz) dans le signal mesuré. Du filtre passe-bas, le signal va à l'amplificateur U, où il augmente jusqu'à la valeur requise. L'ADC convertit le signal mesuré en un code binaire. De plus, ce code est lu par le contrôleur MVB, traité selon un algorithme donné, et transmis au pupitre du pilote pour afficher les résultats d'analyse sur l'afficheur BI, et est également transmis via la voie d'échange multiplex MIL-STD 1553b à un niveau supérieur du système général de contrôle de l'équipement de l'aéronef. Le DHS travaille avec mémoire externe Programmes ROM et RAM, dans lesquels des tableaux de données et des résultats de mesure intermédiaires sont stockés. Le BI est destiné à la lecture visuelle des résultats de la mesure du niveau de carburant dans les réservoirs de l'avion, ainsi qu'à l'indication de l'état du système lors de l'autodiagnostic. MAD est destiné à stockage à long terme les résultats de mesure nécessaires, ainsi que des informations sur les pannes et les situations d'urgence dans le système.

3. Modèle mathématique signal de mesure et ses principales caractéristiques

Pour analyse, le schéma de principe de la voie du système de contrôle du niveau de carburant peut être représenté comme indiqué sur la figure 3.1

Figure 3.1 - Schéma structurel du système de contrôle du niveau de carburant.

D - capteur électrocapacitif DT63-1 ; G - générateur ; DM - démodulateur ; LPF - filtre passe-bas ; U - amplificateur ; ADC - convertisseur analogique-numérique.

L'équation de conversion de la voie de mesure (comme pour un schéma bloc ouvert) a la forme :

où P - valeur de pression (paramètre mesuré);

POUR? - facteur de conversion total du canal de mesure ;

NoutP - code de sortie ADC proportionnel à la pression mesurée ;

KIPD - facteur de conversion du capteur de pression ;

KSPU - coefficient de transmission du dispositif convertisseur correspondant;

KKm - coefficient de transfert du commutateur Km;

KFCH - coefficient de transmission LPF ;

KADC - Coefficient de transfert ADC.

Selon l'équation de conversion, nous effectuerons un calcul structurel du canal de mesure du niveau de carburant.

Le but du calcul est de déterminer les valeurs des coefficients de transmission et les niveaux des signaux d'entrée et de sortie de chaque bloc faisant partie de la voie de mesure.

Les données initiales pour le calcul sont les paramètres suivants :

Plage de variation de la capacité mesurée ;

Type et caractéristiques de la conversion du capteur de niveau électrocapacitif ;

Valeur de tension d'entrée nominale ADC.

Sur la base de l'analyse des caractéristiques du capteur de niveau électrocapacitif, nous sélectionnons un capteur de niveau électrocapacitif de petite taille avec une sortie de courant de la société Tekhpribor de la série DT63-1, dont les caractéristiques sont données dans le tableau 3.1.

Pour déduire la relation entre le niveau de carburant dans le réservoir et la capacité du capteur, nous introduisons les désignations suivantes (Figure 3.3): 1, 2, 3 - constantes diélectriques du liquide, du matériau isolant et du mélange de liquide et de vapeurs d'air, respectivement; R1, R2, R3 - rayons de l'électrode interne, de l'isolant et de l'électrode externe; x -- niveau de liquide ; h --hauteur totale du capteur. Grâce à la présence d'une couche isolante, il est possible de mesurer le niveau de liquides semi-conducteurs (eau, acide, etc.). Le verre, le caoutchouc ou un autre matériau peut être utilisé comme isolant, selon la nature du liquide. Lors de la mesure du niveau de liquides non conducteurs (kérosène, essence), la couche isolante n'est pas utilisée.

Si l'on néglige l'effet final, alors on peut supposer que la capacité de la partie inférieure du condensateur cylindrique sera calculée selon la formule 3.1 :

De même, on retrouve la capacité de la partie supérieure du condensateur à partir de la relation 3.2 :

En additionnant les capacités Cx et Ch, on obtient la capacité totale du condensateur, qui sera égale à (3.3) :

De cette expression, il résulte que la capacité du condensateur est une fonction linéaire du niveau de liquide x. Ainsi, la mesure du niveau de liquide peut se réduire à la mesure de la capacité C.

La sensibilité du capteur capacitif est déterminée par l'expression 3.4 :

Il est facile de voir que la plus grande sensibilité sera lorsque R2/R1 tend vers 1, c'est-à-dire lorsqu'il n'y a pas de couche d'isolation. Dans ce cas, on obtient l'expression suivante (3.5) :

La constante diélectrique des liquides semi-conducteurs étant bien supérieure à celle des liquides non conducteurs, la variation de capacité par unité de longueur dans le premier cas sera plus importante que dans le second. Il s'ensuit que la méthode de mesure de niveau capacitive est particulièrement efficace pour les liquides semi-conducteurs.

Il résulte de l'expression (3.5) qu'il n'est pas nécessaire de prendre une grande valeur de R3/R2 pour augmenter la sensibilité. Si la valeur de R3 - R2 est petite, la viscosité du liquide affectera considérablement la précision des lectures de l'instrument. Par conséquent, la couche de liquide entre les électrodes doit être telle que la viscosité n'affecte pas le niveau de liquide. Ils sont généralement limités par l'écart R3 - R2 \u003d l,5 - 6 mm, et pour augmenter la sensibilité, le capteur est assemblé à partir de plusieurs tuyaux concentriques formant des condensateurs connectés en parallèle.

Dans ce projet de cours, nous fixons la valeur maximale de la capacité du capteur, qui correspondra au niveau maximal de carburant dans le réservoir de l'avion, et est : Cmax = 100 pF. Ainsi, la capacité de sortie qui correspondra au niveau minimum de carburant sera : Cmin = 50 pF (voir tableau 3.1).

Nous définissons le minimum et valeur maximum tension de sortie du capteur dans la plage de mesure du niveau de carburant spécifiée : hmin = 0 mm et hmax = 1000 mm. Pour ce faire, nous établissons d'abord une expression analytique de la relation entre la capacité C et la tension de sortie U. La figure 3.2 b) montre une relation graphique idéalisée entre les paramètres indiqués.

Sur le graphique, les valeurs hmin = 0 mm (point A) et hmax = 1000 (point B) mm limitent la plage du niveau mesuré par le capteur, UA = 4 V et UB = 20 V - la tension de sortie de le capteur, correspondant aux points extrêmes de la plage de niveau hA - hB. La tâche consiste à trouver la dépendance analytique U = f(C) et les valeurs correspondantes de Umin et Umax.

Écrivons l'équation d'une section droite à deux points de coordonnées (CA, UA) et (CB, UB) :

où P est la valeur de pression actuelle, kPa,

I - courant de sortie du capteur à la pression P, mA.

Déterminons la plage d'évolution du courant de sortie du capteur PTX 7500 lorsqu'il fonctionne dans une plage de pression donnée Pmin = 10 kPa et Pmax = 120 kPa :

Pour convertir le courant du capteur en tension, une résistance de charge est installée à l'entrée SPU. La valeur de résistance de cette résistance dépend de deux facteurs - premièrement, la chute de tension à travers la résistance ne doit pas dépasser la tension d'alimentation du capteur, et deuxièmement, la chute de tension à travers la résistance ne doit pas dépasser la tension d'entrée nominale de l'étage suivant, ainsi comme tension d'entrée nominale du CAN.

Pour la plupart des ADC, le signal d'entrée ne doit pas dépasser 5 V. Prenons ce paramètre comme un paramètre calculé. Alors la tension maximale aux bornes de la résistance de charge de la sortie courant du capteur sera de 5 V. Déterminons la résistance de charge Rn :

Pour assurer une marge de surcharge de dix pour cent, nous prendrons Rí = 330 Ohm.

Dans ce cas, la tension minimale et maximale sur la résistance de charge (à l'entrée SPU) sera :

Amplification supplémentaire du signal (au maximum signal d'entrée ADC 5 V) n'est pas nécessaire, de sorte que les coefficients de transmission DM, LPF sont supposés égaux à un.

Maintenant, selon l'équation de transformation obtenue (5.1) et (5.2), nous allons composer une équation pour les erreurs du canal de mesure de pression. Nous composerons l'équation d'erreur séparément pour les composantes multiplicative et additive.

Déterminons les coefficients d'influence i de l'erreur multiplicative de chaque bloc de voie sur la composante totale de l'erreur multiplicative. D'après, les coefficients d'influence du i-ème bloc sur l'erreur totale ?i sont déterminés comme suit :

Déterminons le coefficient d'influence du transducteur de pression ?D :

De la même manière, on détermine les coefficients d'influence restants :

Pour la composante multiplicative de l'erreur de la voie de mesure, on écrit l'équation de transformation réelle :

NSKD(1+D)KDM(1+DM)KLF(1+LPF)KU(1+U)KADC(1+ADC),

où KD ... KACP - coefficients de transmission idéaux des blocs;

D ... ADC - la composante multiplicative de l'erreur de bloc.

Après transformations algébriques, en négligeant les erreurs du second ordre de petitesse et supérieur, on obtient :

où Ki0 est le coefficient de transfert idéal du i-ème bloc compris dans la voie de mesure ;

i - composante multiplicative de l'erreur du i-ème bloc.

Compte tenu du fait que tous les coefficients d'influence ?i sont égaux à 1, l'expression de la composante systématique de l'erreur totale multiplicative du système prendra la forme :

où isyst est la composante systématique de l'erreur multiplicative du i-ème bloc.

La composante aléatoire de l'erreur multiplicative totale cl dépend des lois de distribution des erreurs sommées et de la présence d'une corrélation entre elles. Nous supposons que les composantes des erreurs des blocs individuels ne sont pas corrélées et distribuées selon la loi normale. Dans ce cas, pour l'écart quadratique moyen de la composante multiplicative de l'erreur (en tenant compte du fait que i = 1), la formule est valide :

où sl) - s.c.o. composante multiplicative de l'erreur totale de la voie de mesure.

La limite de la composante multiplicative admissible de l'erreur totale sera :

où k est un coefficient qui tient compte de la loi de distribution de l'erreur totale (pour la loi normale k=3 avec un niveau de confiance Pdow=0,997).

L'équation d'erreur pour la composante additive du canal de mesure a la forme :

où i est la valeur de l'erreur additive agissant à l'entrée du i-ème bloc.

Apportons cette erreur à l'entrée du canal de mesure, selon la normalisation de l'erreur dans la spécification technique, en divisant ?? sur le canal facteur de conversion K? :

où ?i sont les coefficients d'influence de l'erreur additive du i-ème bloc ;

I est l'erreur additive du i-ème bloc réduite à l'entrée.

Les coefficients d'influence i sont respectivement égaux à :

3 = 1 / KD KDM ;

4 = 1 / KD KDM KFNP ;

5=1 / KD KDM KFNC KU.

Les composantes aléatoires de l'erreur additive, ramenées à l'entrée du ième bloc, sont sommées géométriquement (en l'absence de corrélation) :

où est l'écart type (RMS) de la composante aléatoire de l'erreur additive ;

S.c.o. composante aléatoire de l'erreur additive du i-ème bloc ;

i - coefficient d'influence de la composante aléatoire de l'erreur additive du i-ème bloc.

La limite de la composante additive admissible de l'erreur du canal de mesure de pression sera :

où k est un coefficient tenant compte de la loi de distribution.

A partir des équations d'erreurs, nous effectuerons une répartition préliminaire des erreurs entre les blocs de la voie de mesure.

Nous effectuerons une analyse préliminaire et une répartition des erreurs entre les blocs en tenant compte de l'équation d'erreur. Nous répartirons l'erreur de mesure totale - 3 % dans les composants multiplicatifs et additifs comme suit :

U = 1,8 % et U = 1,2 %.

Les sources d'erreurs multiplicatives dans la voie de mesure du niveau de carburant sont :

L'erreur du coefficient de conversion D (y compris sa non-linéarité) ;

L'erreur du coefficient de transmission DM, causée par les erreurs de la résistance - shunt et l'instabilité du coefficient de transmission des éléments actifs ;

Erreur de coefficient de transmission LPF ;

Erreur de coefficient de transfert U ;

Erreur de conversion au point final de l'échelle ADC et non-linéarité de l'échelle de conversion.

Les causes des erreurs additives sont :

Propre bruit D ;

Tension de polarisation des amplificateurs opérationnels du bloc DM ;

Erreurs causées par la valeur finale du coefficient d'atténuation des composants de mode commun et des tensions d'alimentation des amplificateurs opérationnels du bloc DM ;

Filtre passe-bas de l'amplificateur opérationnel à tension de polarisation ;

Tension de décalage de l'échelle de conversion ADC ;

Erreur de quantification.

Compte tenu des sources d'erreur répertoriées, la répartition préliminaire des erreurs par blocs est présentée dans le tableau 3.2, et les valeurs des erreurs additives réduites à l'entrée, en tenant compte des coefficients d'influence, sont indiquées.

Tableau 3.2 - Répartition préliminaire des erreurs de la voie de mesure du niveau de carburant.

Vérifions les valeurs et avec une telle répartition des erreurs.

Pour la composante systématique de l'erreur multiplicative syst :

syst = Dsyst + DM syst + LPF syst + U syst + ADC syst = 0,15 + 0,3 + 0,06 + 0,03 +0,06 = 0,6 %

Pour vérifier la valeur de la composante aléatoire de l'erreur multiplicative cl, on suppose que les composantes d'erreur sont distribuées selon la loi normale :

La limite de la composante d'erreur multiplicative admissible de la voie de mesure de tension sera :

celles. ne dépasse pas la valeur acceptée.

Pour les erreurs additives ramenées à l'entrée, la composante systématique totale du système est égale à :

syst = 0,15 % + 0,09 % + 0,15 % + 0,06 % + 0,045 % = 0,54 %.

Pour la composante aléatoire cl (sous les lois de distribution normales) on obtient :

La limite de l'erreur additive tolérée t sera :

Syst + sl \u003d 0,54 + 0,39 \u003d 0,93%,

qui ne dépasse pas non plus la valeur acceptée pour cette erreur.

Les valeurs d'erreur (voir tableau 3.2) sont les données initiales lors de la conception des schémas de circuit du canal de mesure.

4. Méthodes de traitement numérique

Considérez le principe de l'interface MIL MST 1553 b .

L'interface est actuellement MIL-STD-1553b est utilisé sur la plupart des avions militaires. Sa longue durée de vie généralisée est associée aux vertus suivantes :

Topologie linéaire. Cette topologie est idéale pour les systèmes distribués d'équipements mobiles. Par rapport aux attaches radiales (par exemple, ARINC 429), le nombre d'attaches est considérablement réduit, ce qui permet d'économiser le poids et les dimensions de l'équipement. Deuxièmement, cela simplifie la construction et la maintenance. Troisièmement, la flexibilité est accrue : avec une telle topologie, il est facile de connecter de nouveaux appareils ou d'exclure certains de ceux existants.

Fiabilité. Dans MKIO, le bus est dupliqué et fourni commutation automatique au bus de secours en cas de panne du bus principal.

Déterminisme. Le protocole de commande-réponse fournit un fonctionnement en temps réel, ce qui est essentiel pour les fonctions critiques.

Prise en charge des terminaux non intelligents. Il est possible de connecter des terminaux simples - capteurs, actionneurs.

Haute tolérance aux pannes. L'isolation électrique du terminal en le connectant via un transformateur d'isolement assure le fonctionnement normal du bus lorsque le terminal tombe en panne.

Large disponibilité des composants. Les puces pour ce type d'interface sont largement produites.

Le MCIO (Figure 4.1) comprend un contrôleur, des terminaux et une ligne principale pour la transmission des informations. Le contrôleur gère l'échange d'informations, contrôle l'état des terminaux et le sien. Structurellement, il est réalisé soit sous la forme d'un appareil séparé, soit fait partie de l'ordinateur de bord. L'équipement terminal (OU) reçoit et exécute les commandes du contrôleur qui lui sont adressées, interface l'équipement embarqué avec la ligne de transmission d'informations, contrôle les informations transmises, effectue l'autocontrôle et transmet les résultats du contrôle au contrôleur. Le dispositif terminal est structurellement soit inclus dans l'équipement embarqué ou l'ordinateur de bord, soit réalisé comme un dispositif séparé.

La fiabilité nécessaire du système de communication est obtenue par une ligne de transmission d'informations redondante.

Le débit de transmission dans le canal est de 1 Mbps. Le taux de transfert des informations réelles (c'est-à-dire en tenant compte du temps consacré au transfert des informations de service, à la synchronisation, etc.) est de 680 à 730 Kbps. La méthode d'échange d'informations est asynchrone.

Figure 4.1 - Canal d'échange d'informations multiplex.

La nécessité de mesurer de nombreux paramètres différents d'un avion moderne en vol, y compris le niveau de carburant, est directement liée à la sécurité du transport de passagers et de fret et fixe la tâche de créer des systèmes unifiés pour les mesurer, ainsi que d'élargir la gamme de contrôle et les opérations de mesure et la réalisation de contrôles approfondis à l'aide de techniques spéciales qui augmentent la fiabilité des informations reçues.

Le développement a été réalisé à partir de la littérature scientifique et technique sur la conception de systèmes de mesure multivoies. La solution technique adoptée offre un rapport optimal entre les coûts matériels, la vitesse et la précision des mesures.

Bibliographie

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5 Bodner V.A., Frilinder G.O., Chistyakov N.I., "Aviation Instruments" M.: Oborongiz, 1960. - 512 p.

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