항공 장비 및 정보 측정 시스템. 항공기 탑재 정보 시스템 표준 샘플 테스트, 측정 장비 및 특수 측정 장비 인증
"항공 장비 및 정보 측정 시스템: 코스 프로젝트에 대한 규율 및 과제를 연구하기 위한 매뉴얼..."
주 민간 항공 서비스
모스크바 주
기술 대학
민간 항공
항공기술운영학과
전기 시스템 및 비행 내비게이션 시스템
V.V. Glukhov, V.N. Gabets, Yu.S. 솔로비요프
항공 장비
정보 및 측정 시스템
10/13/00 전문 원격 학습 모스크바 2004 BBK 0567 G55 검토자 Ph.D. 기술. 과학, Glukhov V.V., Gabets V.N., Solovyov Yu.S.항공 장비 및 정보 측정 시스템 G??
코스 프로젝트의 분야 및 과제를 연구하기 위한 매뉴얼 - M.:
MSTU GA, 2004. – 32p.
본 매뉴얼은 2000년 10월 13일 통신교육 전문교육 5학년 커리큘럼에 따라 출판되었습니다.
코스 프로젝트의 과제 번호 1은 Assoc에서 개발했습니다. Gabts V.N., 작업 번호 2 및 부록 – Assoc. Solovyov Yu.S.
2004년 4월 25일 부서 회의와 2004년 5월 16일 방법론 협의회에서 검토 및 승인되었습니다.
소개
"항공 장비 및 정보 측정 시스템"("APIMS") 학과는 학생들에게 항공 장비 및 정보 측정 시스템의 기본 이론, 작동 원리, 설계 및 작동 기능에 대한 지식을 제공하는 것을 목표로 합니다.
이 분야는 항공 전기 시스템 및 비행 항법 시스템의 기술 운영 전문가 양성의 기초가 되는 특수 분야 중 하나입니다.
학문을 공부하는 목적
"APIIIS" 분야를 공부한 결과 학생들은 다음 사항을 알아야 합니다.
APIS의 이론 기초, 작동 원리, 설계 특징 및 주요 작동 특성; 계산 및 설계 원칙; APIIIS 개발의 주요 방향과 전망.
다음을 할 수 있습니다: 시각적 표시기로 APIIMS를 판독합니다.
APIIIS의 블록, 노드 및 채널의 정적 및 동적 특성을 실험적으로 결정합니다. APIS의 전자기학 다이어그램과 고장 및 오작동 원인을 분석합니다.
항공기 계기 및 정보 측정 시스템의 기술적 상태를 모니터링하는 수단을 사용한 경험이 있습니다.
외국항공사의 항공기에서 운용되는 항공계기 및 정보측정시스템에 대해 이해한다.
규율은 7개 섹션으로 구성됩니다.
1. APIIIS 이론의 구성 원리와 기본.
2. 항공기 엔진 및 항공기 부품의 작동을 감시하기 위한 장비.
3. 항공기 고고도 및 산소 장비.
4. 비행 기압 고도 측정기.
5. 대기 속도 및 마하 미터.
6. 고도 및 속도 매개변수의 정보 측정 시스템 및 복합체.
7. 자이로스코프 응용이론의 기초.
학생들은 추천 문헌을 바탕으로 두 가지 시험을 완료하여 해당 분야의 이론적 부분을 독립적으로 공부합니다.
학문의 실제적인 부분에는 실험실 작업과 코스 프로젝트가 포함됩니다.
시험지
시험의 목적은 학생들이 독립적으로 공부한 해당 분야의 교육 자료가 동화되었는지 확인하는 것입니다.첫 번째 테스트는 섹션 1과 2에서 수행되고 두 번째 테스트는 섹션 3, 4, 5, 6에서 수행됩니다.
학습 중인 분야의 섹션이 이 지침에 제시되어 있으며 자가 테스트를 위한 질문이 포함된 주제로 구성되어 있습니다.
시험은 과제에 따른 자가 테스트 문제에 대한 서면 답변으로 구성됩니다. 시험에서는 먼저 문제의 내용을 적고 그다음에 본질적인 답을 기술해야 합니다.
시험은 검정색 또는 파란색 잉크로 타자기나 손으로 명확하고 얼룩 없이 작성해야 합니다. 리뷰어의 코멘트를 위해 시트에 여백을 남겨두는 것이 필요합니다.
모든 구조적, 기능적, 개략도 및 그래픽은 ESKD 및 GOST의 요구 사항에 따라 작성되어야 합니다. 시험이 끝나면 사용된 문헌 목록을 제공하고 개인 서명을 해야 합니다. 서명이 없는 시험은 검토 대상이 아니며 학생에게 반환됩니다.
제어 작업 버전은 다음과 같은 자체 테스트 질문으로 구성됩니다. 해당 섹션의 각 주제에 대한 자체 테스트 질문 중 하나에 답해야 합니다. 문제번호는 표에 따라 학생코드 마지막 자리로 결정됩니다. 1. 주제 질문 번호가 학생 코드의 마지막 숫자와 일치하지 않는 경우 괄호 안에 표시된 주제 질문 번호가 선택됩니다.
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1. Vorobyov V.G. 및 기타 항공 장비, 정보 측정 시스템 및 복합물: 교과서. 대학용 / Ed. V.G. Vorobyov. 중.:
운송, 1992. 399 p.
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2. Vorobyov V.G., Zyl V.P., Kuznetsov S.V. 디지털 비행 및 항법 장비의 복합체. 파트 1. 학습 가이드. - 중.:
MSTUGA, 1998. 140p.
3. Vorobyov V.G., Zyl V.P., Kuznetsov S.V. 디지털 비행 및 항법 장비의 복합체. 파트 2. 학습 가이드. - 중.:
MSTUGA, 1998. 116p.
4. 그리샤노프 N.G. 민간 항공기용 고고도 장비. – M .: Mashinostroenie, 1971. – 264 p.
코스 설계를 위한 문헌
5. 글루호프 V.V. 및 기타 항공 장비 및 측정 시스템.
지도 시간. 2부. – M.: MIIGA, 1984. – 56p.
6. 가베츠 V.N. 전기 스프링을 사용한 각속도 센서 설계: "항공 장비, 정보 측정 시스템 및 단지" 분야의 코스 설계 매뉴얼. – M .: MSTU GA, 2002. – 24p.
7. Solovyov Yu.S. 진자 보상 가속도계 계산:
"항공 장비 및 정보 측정 시스템" 분야의 코스 설계 매뉴얼입니다. – M .: MSTU GA, 2002. – 24p.
8. 네스테로바 N.P. 등 악기 장치의 요소. 코스 디자인. 지도 시간. 1부. 계산. – M .: 고등 학교, 1978. – 328 p.
9. 네스테로바 N.P. 등 악기 장치의 요소. 코스 디자인. 지도 시간. 2부. 디자인. – M .: 고등 학교, 1978. – 320 p.
10. 무선 전자 장비용 설계 문서 개발 및 실행: Handbook / Ed. E.T.Romanycheva. – M.: 라디오 및 통신, 1989.
섹션 1. APIIIS 이론의 구성 원리 및 기본– – –
항공기기 및 정보측정시스템의 개발 목적과 단계.
항공기의 비행 모드를 특성화하는 매개변수와 발전소의 작동 모드를 결정하는 매개변수.
APIIIS를 목적, 작동원리, 제어방법에 따라 분류합니다. NLGS-3에 따른 계측 장비의 작동 조건 및 요구 사항.
지침
비행 제어 및 비행 안전 보장에 있어 API와 IIS의 역할을 숙지하는 것이 필요합니다. 항공기 질량 중심의 움직임과 질량 중심 주변의 움직임을 특징으로 하는 비행 매개변수를 고려하십시오.
항공 장비의 작동 조건과 비행 조건에 따른 변화 범위에 영향을 미치는 외부 영향을 식별합니다.
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1. 항공기 질량 중심의 움직임과 질량 중심 주위의 움직임을 특성화하는 매개변수와 이를 측정하는 장비 및 시스템을 나열합니다.
2. 발전소의 작동 모드를 결정하는 매개변수와 이를 측정하는 기기 및 시스템을 나열하십시오.
3. APIIIS를 목적에 따라 분류해 보세요.
4. 주변 온도와 압력의 변화 범위를 표시하고 그것이 항공기 장비 작동에 미치는 영향을 설명하십시오.
5. 계측 장비의 작동에 영향을 미치는 기계적 영향을 나열하고 변화 범위를 나타냅니다.
주제 2. APIIS의 구성 원리와 주요 특징.
항공 장비 및 정보 측정 시스템의 일반화된 블록 다이어그램. 직접 변환 및 밸런싱 변환의 측정 회로. 디지털 측정 회로 구성 원리.
APiIMS의 기본 정적 및 동적 특성: 감도, 전달 함수, 주파수 응답.
오류 분류: 방법론적 및 도구적, 정적 및 동적, 체계적 및 무작위적.
지침
항공 장비 및 정보 측정 시스템의 일반화된 블록 다이어그램을 고려하십시오.
일반적인 직접 및 균형 변환 회로의 감도와 전달 함수를 결정합니다.
오류를 분류하고 정의를 제공합니다. 오류를 발생 원인과 연관시키십시오. 오류를 보상하는 방법을 지정합니다.
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1. 항공 장치, 센서 및 정보 측정 시스템을 정의합니다. 예를 들다.
2. 감도, 전송 계수, 전달 함수를 정의합니다. 예를 들다.
3. 직접 변환과 비정적 밸런싱 변환의 원리를 바탕으로 구축된 아날로그 장치의 예를 들어보십시오.
4. 방법론적, 도구적 오류를 정의합니다. 예를 들다.
5. 동적 오류를 설명하고 그 정의를 제시하십시오. 예를 들어보세요.
주제 3. APIIIS 정보 채널의 신호 유형
정보 채널의 블록 다이어그램. 기능 연결 유형: 아날로그, 이산-아날로그, 이산. APIIIS의 기능적 연결에 대한 전기 신호 유형 및 수준.
신호의 변조, 양자화, 샘플링 및 코딩. 동적 링크에 의한 신호 변환.
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정보 채널 구조 다이어그램의 요소 목적을 이해하는 것이 필요합니다. 아날로그, 이산-아날로그, 이산 등 장치와 시스템 간의 기능적 연결 유형과 특징을 고려하십시오.
GOST 18977-79에 따라 아날로그, 이산-아날로그 및 이산 유형의 기능 연결에 대한 전기 신호의 유형과 수준을 연구합니다.
고조파 및 펄스 변조의 유형을 숙지하십시오. 양자화 및 샘플링 프로세스와 그에 따른 오류를 고려하십시오.
코딩 문제를 연구할 때 디지털 비행 항법 장비(BKSPNO)의 기본 복합체에서 정보 교환에 널리 사용되는 BC(이진 코드) 및 BCD(이진 십진 코드)에 특히 주의하세요.
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1. 정보 채널의 블록 다이어그램을 고려하십시오.
2. 아날로그 및 이산-아날로그 유형의 기능 연결에 대한 전기 신호의 유형과 수준을 나열하십시오.
3. 11부터 15까지의 십진수를 이진코드(DC)와 이진십진코드(BCD)로 표 형태로 제시한다.
4. 개별 유형의 기능 연결에 대한 전기 신호의 유형과 수준을 나열하십시오.
5. 양자화 과정을 설명하고 양자화 오류의 추정치를 제공합니다.
섹션 2. 항공기 엔진 및 항공기 부품의 작동을 모니터링하기 위한 장비
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압력과 진공을 측정하는 방법. 측정되는 압력의 종류에 따른 압력계의 분류. EDMU, EM 및 DIM과 같은 전기 기계식 압력 게이지의 작동 원리 및 설계 특징. 압력 정보 복합 유형 IKD27. 압력계의 오류와 이를 보상하는 방법. 일반적인 오작동 및 실패.
압력 경보. 토크 및 트랙션 미터.
주파수 압력 변환기.
지침
압력계 분류의 원리를 알아봅니다. 압력계의 탄성 민감 요소의 주요 유형을 고려하십시오. 원격 전기 기계식 압력 게이지의 작동 원리와 설계 특징을 연구합니다. 압력계의 오류와 이를 보상하는 방법을 고려하십시오.
항공기 압력 게이지의 작동 기능을 숙지하십시오.
주파수 압력 변환기의 적용 범위를 이해합니다.
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1. 다양한 유형의 압력계의 장점과 단점을 설명하십시오.
2. 전기 기계 항공기 압력 게이지의 다이어그램을 두 개 이상 고려하십시오. 회로의 작동 원리를 설명하십시오.
3. 압력계의 오차와 이를 보상하는 방법을 고려하십시오.
4. 압력 경보의 개략도를 제공하십시오.
5. 주파수 압력 변환기의 작동 원리를 설명하십시오.
주제 5. 항공 온도계
항공기 기내 온도 측정 방법. 전기 저항 온도계에 사용되는 서미스터의 특성. 작동 원리, 회로도, 설계 특징, 저항 온도계의 오류.
열전 온도계. 열전대의 특성. 열전 온도계의 작동 원리, 회로도, 설계 특징, 오류. 저항 온도계 및 열전 온도계의 일반적인 오작동.
바이메탈 온도계의 특징.
지침
항공기에서 직면하는 다양한 환경의 온도를 측정하는 방법을 분류할 필요가 있습니다. 금속 및 반도체 서미스터의 온도에 대한 저항의 계산된 의존성을 결정합니다.
가장 적용 가능한 서미스터의 특성을 숙지하십시오.
TNV, TUER 등 저항온도계의 회로도를 연구하고, 저항온도계의 오차와 보상방법을 고찰한다.
열전온도계를 연구할 때 전극재료에 따른 열전대의 특성을 파악한다. TVG, TST, TCT 및 보상 유형의 열전 온도계의 전기 회로를 연구합니다. 열전 온도계의 오차를 고려할 때 냉접점의 온도를 변경하여 방법론적 온도 오차를 보상하는 방법에 특히 주의하십시오.
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1. 항공기 기내 온도 측정 방법을 비교 평가합니다.
2. 저항 온도계 TUE-48 유형의 작동 원리와 전기 회로를 고려하십시오.
3. 저항 온도계의 방법론적, 도구적 오류와 보상 방법을 나타냅니다.
4. 보상형 열전온도계의 작동원리와 전기회로를 고찰한다.
5. 열전 온도계의 방법론적, 도구적 오류와 그 보상 방법을 나타냅니다.
주제 6. 항공 타코미터
항공기 엔진 샤프트의 회전 속도를 측정하는 방법. 자기 유도 타코미터: 작동 원리, 회로도, 디자인 종류. 자기 유도 회전 속도계 규모 방정식. 오류 및 이를 보상하는 방법. 전형적인 결함.
지침
항공 타코미터는 항공기 엔진 샤프트의 속도에 대한 기본 정보를 제공합니다. 따라서 이 장치에는 향상된 신뢰성과 정확성이 필요하며, 이는 "전기" 샤프트 시스템을 사용하는 원격 자기 유도 타코미터의 광범위한 사용을 설명합니다.
이러한 유형의 회전 속도계의 작동 원리와 설계 특징을 알아보세요. 주요 오류와 이를 보상하는 방법을 설명하십시오.
문학:, p. 68-77.
자가 테스트 질문
1. 엔진 샤프트 속도를 측정하는 방법 목록을 제공하고 정확성과 신뢰성에 대한 중요한 평가를 제공합니다. 자기 유도 타코미터의 작동 원리를 고려하십시오.
3. 자기 유도 회전 속도계의 토크 생성 원리를 나타냅니다.
4. 센서 샤프트의 회전이 표시기 모터 샤프트와 어떻게 동기화되는지 설명하십시오.
5. 자기 유도 타코미터의 온도 오차와 이를 보상하는 방법을 고려하십시오.
주제 7. 연료 측정 시스템
연료량 측정 방법. 플로트 연료 게이지. 전기 용량 연료 계량기: 작동 원리, 회로도, 설계 특징. 오류 및 가능한 오작동. 자동으로 프로그래밍 가능한 연료 소비 및 급유. 자동 센터링 기계. 작동 원리, 장치, 사용 특징.
연료 소비를 측정하는 방법. 터빈 유량계. 작동 원리, 회로도, 설계 특징. 오류 및 가능한 오작동. 제어 매개변수 및 제어 매개변수 목록입니다.
지침
현대 항공기는 플라이바이와이어(fly-by-wire) 플로트와 전기 용량식 연료계를 사용합니다. 연료 시스템 센서의 밀봉과 온도에 대한 연료 게이지 판독값의 의존성에 주의를 기울일 필요가 있습니다. 전기 용량식 연료 계량기의 방법론적 온도 오류와 그 보상 방법을 고려하십시오. 자체 균형 AC 브리지를 기반으로 한 전기 용량 연료 계량기의 측정 부분에 대한 개략도를 연구합니다. 탱크의 전체 및 중요 연료 균형에 대한 정보를 얻는 기능을 분석하고 연료 측정기 모니터링 원칙에 유의하십시오.
다양한 유형의 순시 및 총 유량계를 연구할 때 회로 솔루션에 대한 다양한 옵션과 주요 오류를 고려해야 합니다. 가장 널리 사용되는 터빈 유량계의 설계 특징을 고려하십시오. 주변 온도 변화에 따른 오류 발생 여부와 이를 보상하는 방법에 주의하세요. 밀도보정블록의 동작을 분석하는 것이 필요하다.
문학:, p. 78-93.
자가 테스트 질문
1. 플로트 연료 게이지와 방법론적 오류의 본질.
2. 전기 용량 연료 계량기의 개략도를 고려하십시오. 온도가 전기 용량 센서와 탱크 내 연료에 미치는 영향을 설명하고 온도 오류를 보상하는 방법을 나타냅니다.
3. 탱크의 연료량 표시기의 개략도를 제공하십시오.
4. 터빈 유량계의 순간 연료 소비 채널에 대한 개략도를 고려하십시오.
5. 터빈 유량계의 총 연료 예비량에 대한 채널의 개략도를 고려하십시오.
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진동 매개변수. 속도와 가속도의 진동계. 디자인 특징, 오류, KPA. 장치 및 시스템의 감가 상각.
플랩, 스태빌라이저, 엔진 제어 레버 등의 위치 표시기
결합된 포인터.
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진동 및 진동 과부하 수준을 제어하기 위해 진동 측정기가 사용되며 진동 측정 장소에 센서가 설치됩니다. 진동을 측정하기 위한 센서 유형을 고려하십시오. 엔진 및 기타 항공기 시스템에서 발생하는 진동 과부하의 크기와 기계 요소의 마모 정도 사이의 연관성을 설정합니다. 진동에 대처하는 방법을 고려하고 진동의 긍정적인 특성을 결정하십시오.
개별 항공기 요소(플랩, 안정장치, 엔진 제어 레버 등)에 대한 위치 표시기 구성의 기본 원리를 연구하고 원격 전송 및 표시기 유형을 고려합니다.
표시 장치 수를 줄이는 방법의 본질을 밝힙니다.
항공기 시스템 상태 모니터링을 크게 단순화하는 방법은 하나의 하우징에 여러 표시기가 결합된 경보 시스템과 복합 장비를 사용하는 것임을 보여줍니다. 전자 복합 장치의 사용 전망을 결정합니다.
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1. 진동 측정용 센서의 작동 원리를 고려하십시오.
2. 진동 과부하의 양과 진동 센서의 자연 진동 주파수를 결정합니다.
3. 항공기 구조 요소의 특정 위치에 대한 지표 목록을 제공하십시오. 위치 표시기의 개략도를 제시하고 작동 원리를 설명하십시오.
4. 항공기 엔진 매개변수를 모니터링하기 위한 결합 장치의 작동 원리와 특징을 설명하십시오.
5. 속도 진동계의 블록 다이어그램을 고려하십시오.
섹션 3. 항공기 고고도 및 산소 장비
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고고도 비행이 인체에 미치는 영향의 특징, 이러한 영향으로부터 보호하는 수단. 밀폐형 캐빈의 종류. 가압 객실의 제어, 신호 및 조절 장비.
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대기 매개변수의 변화가 인체에 미치는 영향을 연구합니다.
에어로볼리즘과 산소 결핍의 개념에 대해 알아보세요. 산화 과정에서 산소 분압의 역할과 신체에 산소 공급. 이산화탄소 형성 과정, 호흡 과정에서의 역할. 흡입 및 폐포 공기의 산소 분압의 정상 및 최소 허용 값. 공기 습도, 호흡 과정에서의 역할 및 인체와 환경 사이의 열 교환. 의료 및 기술 산소의 개념, 산소 취급 규칙.
가압 항공기 객실에 대한 생리적 및 위생적 요구 사항. 밀폐형 캐빈 분류: 환기, 재생, 재생-환기.
소기후 및 그 특성, 소기후 매개 변수에 대한 요구 사항.
기내 견고성 및 허용되는 공기 누출 표준.
가압 객실(HC)용 고고도 장비 세트입니다.
가압 항공기 객실의 에어컨 시스템. 컨디셔닝을 받은 GC 공기의 매개변수입니다. 항공기 에어컨 시스템의 분류 및 다이어그램.
높이에 따른 항공기 객실의 기압 조절. 현대 항공기에 사용되는 레귤레이터의 종류.
본체의 공기 온도를 조절합니다. 가압 항공기 객실에 사용되는 온도 조절기.
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1. 대기 매개변수의 변화가 인체에 미치는 영향을 설명합니다.
고고도 비행 조건에서 승무원과 승객의 정상적인 기능을 보장하는 기술적 수단을 나열하십시오.
2. 밀폐형 캐빈을 분류하고 미기후 특성에 대한 요구 사항을 나열합니다.
3. 기내 공기압 조절기의 개략도를 고려하십시오.
4. UVPD-15의 운동학적 다이어그램을 제시하고 작동 원리를 설명하십시오.
5. URVK 유형 보정 기능이 있는 공기 흐름 표시기의 개략도를 고려하십시오.
주제 10. 항공기 산소 장비 산소, 그 특성 및 응용.
항공기 산소 시스템. 일반적인 산소 장비 세트의 구성과 항공기 기내 사용 기능입니다.
산소 환원기의 작동 원리, 설계, 작동 특징, 산소 보유량 표시기, 산소 시스템 표시기, 과압 산소 장치, 고압 및 저압 실린더의 작동 특성, 액체 기화기.
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산소 장비의 목적, 일반적인 산소 장비 세트, 다양한 산소 장비 시스템의 연구 다이어그램, 산소 공급 조절기 유형, 작동 특성을 결정합니다.
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1. 항공기 기내 산소 장비의 목적을 밝히고 저압 및 고압 산소 장비의 구조 다이어그램을 제공합니다.
2. 세 가지 산소 공급 시스템 작동의 특징. 구조 다이어그램을 그립니다.
3. 과도한 압력으로 산소 장치의 목적을 밝혀냅니다. 다이어그램에 따라 과압 조절기의 작동을 설명하십시오.
4. 기체 및 액체 산소 보유량 표시기의 작동을 설명하십시오.
5. 간헐적 및 지속적 산소 공급의 산소 시스템 표시기 작동을 설명하십시오.
섹션 4. 기압계 비행 고도계 주제 11.
기압 비행 고도 측정기. 비행 고도를 측정하는 방법. 항공 측정 장비용 공기압 수신기 및 전원 시스템. 기압 고도계 이론.
기계식 및 전자 기계식 고도계. 교정기 및 교정기, 높이 조절기.
방법론적 지침 지구 대기의 구조와 표준 대기(SA)에 해당하는 매개변수를 숙지하는 것이 필요합니다. 기압 고도계를 구성하는 기본 원리는 표준 기압 및 고도 측정 공식의 형태로 얻어야 합니다. 기압 고도계를 연구할 때 방법론적, 도구적 오류와 보상 방법에 특별한 주의를 기울여야 합니다.
작동 원리, 기계식 및 전자 기계식 비행 고도계의 회로를 분해합니다.
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1. 높이의 종류. 비행 고도 측정 방법. 표준적인 분위기. 기압 및 고도 측정 공식.
2. 기계식 고도계 다이어그램. 방법론적, 도구적 오류와 보상 방법.
3. 전자 기계식 고도계의 작동 원리 및 다이어그램. 오류 및 보상 방법.
4. KB형 높이보정기의 작동원리 및 구성도,
5. 높이 조절-세터 유형 KZV. 계획, 작동 원리.
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비행 속도의 종류. 기본 종속성. 탐색 속도 삼각형. 지시계(계기) 및 실제 대기 속도의 미터입니다. 결합된 속도 표시기. M 번호 표시기.
변위계.
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비행 속도 측정기는 장치에서의 건설적인 구현을 위한 결정적인 종속성과 방법을 기반으로 연구되어야 합니다. 도구 및 방법론적 오류, 장치의 운동학적 및 전기운동학적 다이어그램을 보상하기 위한 연구 방법.
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1. 비행 속도의 종류. 탐색 속도 삼각형.
2. 지시 비행 속도계의 작동 원리.
3. 전기 출력을 갖춘 실제 비행 속도 측정기의 작동 원리. 작업의 주요 종속성을 제공하십시오.
4. 복합 속도 표시기의 작동 원리.
5. M 넘버 미터의 작동 원리.
6. 변위계의 작동 원리.
섹션 6. 정보 측정 시스템 및 고도-속도 매개변수의 복합체 주제 13.
정보 측정 시스템 및 고도 및 속도 매개변수의 복합체. 높은 고도 및 속도 매개변수의 정보 복합체. 건설의 원리. 기능 다이어그램. 기본 기능 종속성. 자동 공격 각도 및 과부하 신호(AUASP).
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주제를 연구하기 시작할 때 고도 및 속도 매개변수에 대한 포괄적인 결정의 사용 필요성과 이점을 알아내는 것이 필요합니다.
주요 기능 종속성인 다양한 유형의 항공 신호 시스템의 작동을 분석합니다. 디지털 컴퓨터를 사용하여 항공 신호 시스템의 기능 다이어그램과 그 장점을 연구합니다.
고도 및 속도 매개변수에 대한 정보단지 구축의 특징을 분석합니다.
문헌: [l], p. 170-197;, p. 7-9;, p. 50-55.
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1. SVS-PN의 블록 다이어그램. 요소의 목적. 속도, 고도, 마하수 계산을 위한 기본 기능 종속성입니다.
2. 포인터와 결합된 컴퓨팅 장치를 갖춘 SHS 시스템. 높이 표시 채널에 전위차 감산 회로 구현.
3. 포인터와 결합된 컴퓨팅 장치를 갖춘 SHS 시스템. M 번호 표시 채널에 전위차 분할 회로 구현.
4. 포인터와 결합된 컴퓨팅 장치를 갖춘 SHS 시스템. 속도 표시 채널에 가변 저항 브리지 증배 회로 구현.
5. 디지털 컴퓨터를 사용한 SHS의 기능 다이어그램. 주요 블록의 목적.
6. 정보 교환 채널을 갖춘 마이크로프로세서 기반 SHS의 기능 다이어그램. 장점. 주요 블록의 목적.
7. 3개의 SHS가 있는 IKVSP의 기능 다이어그램. 동작 원리.
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자이로스코프 현상의 물리적 기초. 3개의 자유도를 갖는 자이로스코프의 운동 방정식. 3자유도를 갖는 자이로스코프의 기본 특성 및 특성. 자이로 스코프의 기술적 구현 특징.
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자이로스코프에 대한 연구는 코리올리 가속도를 결정하고 자이로스코프 모멘트 방정식을 도출하는 것부터 시작해야 합니다. 그런 다음 3개의 자유도를 갖는 자이로스코프의 운동 방정식을 연구하고 순간 충격의 영향과 외부 힘의 지속적으로 작용하는 순간의 영향으로 움직임을 고려해야 합니다. 이러한 결과를 바탕으로 3자유도를 갖는 자이로스코프의 기본 특성을 결정합니다.
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1. 코리올리 가속도와 자이로스코프 모멘트의 개념을 제시하시오.
2. 3자유도를 갖는 자이로스코프의 운동 방정식을 유도하십시오.
3. 토크 임펄스의 작용에 따른 자이로스코프의 움직임을 결정합니다.
4. 지속적으로 작용하는 외부 힘의 순간에 영향을 받는 자이로스코프의 움직임을 결정합니다.
5. 3개의 자유도를 갖는 자이로스코프의 기본 특성을 결정합니다.
실험실 작업 목록
1. DIM형 차압 유도 압력계에 대한 연구.
2. 자기 유도 타코미터 ITE에 대한 연구.
3. 저항 온도계 TUE-48 연구.
4. VEM-72 기압고도계 연구.
5. 항공 신호 시스템 SVS-85 연구
6. 3도 비정적 자이로스코프에 대한 연구.
코스 설계를 위한 방법론적 지침
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코스 설계는 독립적인 설계 및 계산 작업을 수행할 수 있는 엔지니어링 기술 습득을 목표로 수행됩니다.
설계 과정에서 학생들은 일반 기술 및 특수 분야를 공부하여 얻은 자료를 사용하고 민간 항공 운용의 특성을 고려하여 항공기 장비의 계산 및 설계를 위한 참고 문헌 및 교육 문헌도 사용합니다.
코스 프로젝트의 범위와 내용
과제 번호와 과정 프로젝트의 초기 데이터 버전은 성적부 번호의 마지막 두 자리에 따라 통신 학생이 선택합니다. 이 경우 과제번호는 성적부번호의 마지막 자리로 선택하고, 원본데이터 변종번호는 끝에서 두 번째 자리로 선택한다. 성적부 번호가 1, 3, 5, 7, 9로 끝나는 학생은 "전기 스프링이 있는 각속도 센서" 주제에 대한 과제 번호 1의 코스 프로젝트를 완료하고 성적부 번호가 다음으로 끝나는 학생입니다. 숫자 0, 2, 4, 6, 8은 "진자 보상 가속도계"라는 주제의 2번 과제에 대한 코스 프로젝트를 완료하고 있습니다.
학과장의 동의에 따라 학과의 연구 작업 주제, 학과의 실험실 시설 현대화 또는 학생의 업무 프로필에 따라 개별 과제를 발행할 수 있습니다.
코스 프로젝트는 설명 노트와 디자인, 그래픽 개발로 구성됩니다. 계산부분은 설명서에 명시되어 있으며, A4용지(210297) 한 면에 검정 또는 파란색 잉크(풀)로 타자 또는 자필로 작성하여야 합니다. 내용 측면에서는 프로젝트 과제와 일치해야 하며 페이지 번호가 매겨져 있고 문학 출처에 대한 참조 번호가 매겨져 있어야 합니다.
설명 메모에는 다음이 포함됩니다.
1. 설계된 장치(센서)의 기술 데이터.
2. 장치(센서)의 작동 원리 및 설계에 대한 선택, 정당화 및 설명.
3. 프로젝트 과제에 따라 계산이 수행되었습니다. 메모는 과제에 지정된 오류를 정의하고 설계된 장치(센서)가 기술 요구 사항을 충족한다는 것을 보여야 합니다. 복잡한 계산은 PC에서 하는 것이 좋습니다.
4. 코스 프로젝트 과제에 포함된 질문 분석.
5. 결론(결론).
6. 참고문헌 목록.
코스 프로젝트의 그래픽 부분은 ESKD에 따라 A1 형식의 한 장으로 수행됩니다. 시트의 전반부에는 개발 중인 장치(센서)의 A2 형식 조립도가 있고, 시트의 후반부에는 가장 중요한 유닛의 A3 형식 조립도와 A4 형식 2개의 부품이 포함된 도면이 있습니다. 단위에서. 장치 (센서)의 구조 및 회로도는 설명 메모에 나와 있습니다.
코스 프로젝트 방어
학생이 서명하고 감독관이 변호하도록 허용한 완성된 코스 프로젝트는 최소 두 명의 교사로 구성된 위원회에 제출됩니다. 학생은 수행한 작업에 대해 보고하고 위원회 구성원의 질문에 답변합니다.
평가 기준은 설계된 장치(센서)의 자료에 대한 지식, 결정의 독창성, 설명 메모 및 그래픽 부분의 디자인 품질, 답변의 정확성 및 완전성입니다.
코스 프로젝트를 방어한 후 그림은 GOST 2.501-88의 요구 사항에 따라 "조화롭게" 접혀서 그림의 주요 비문이 접힌 시트의 오른쪽 하단 모서리에 나타납니다.
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작업 번호 2 프로젝트 주제: 진자 보상 가속도계.
기술 데이터 - 표 5에 제시되어 있습니다.
전환 프로세스 시간은 0.01초를 넘지 않습니다.
오버슈트는 20%를 넘지 않아야 합니다.
건설 진자 보상 부분 가속도계의 설계를 개발합니다.
분석 진자 보상 가속도계의 정확도와 특성 오작동을 개선하는 방법을 분석합니다.
문학 , , , , .
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소개
학문을 공부하는 목적
시험지
문학
프로그램 및 방법론적 지침
섹션 1. APIIIS 이론의 구성 원리 및 기본
섹션 2. 항공기 엔진 및 항공기 부품의 작동을 모니터링하는 장비.
8 섹션 3. 항공기 고고도 및 산소 장비
섹션 4. 비행 기압 고도계
섹션 5. 비행 속도 및 마하미터
섹션 6. 정보 측정 시스템 및 고도 및 속도 매개변수의 복합체
섹션 7. 응용 자이로스코프 이론의 기초
실험실 작업 목록
코스 설계를 위한 방법론적 지침.... 19
코스설계의 목적코스 프로젝트 방어
코스 프로젝트 과제
애플리케이션
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성적 증명서
1 V. A. PRILEPSKY 항공 기기 및 정보 측정 시스템 SAMARA
2 연방 교육 기관 고등 전문 교육 국립 교육 기관 “SAMARA ROSU DARS TV AEROSPACE UNIVERSITY Academician S.P. QUEEN" UDC 681.2: (075.8) BBK I 76 혁신적인 교육 프로그램 "항공우주 및 지리정보 기술 분야의 역량 센터 개발 및 세계적 수준의 전문가 교육 PK 및 1st ^ 검토자: 기술 과학 박사, I 교수 . N G u sev 기술 과학 박사, L. M. Logvinov V. A. PRILEPSKY 항공 기기 및 정보 측정 시스템 제 1권 대학 간 사용을 위해 협의회 상임위원회에서 권장 76 Prilepsky V.A. 교과서 / V.A. Prilepsky: 출판사 - Samar, State Aerospace University, p.: ISBN 민간 항공 항공기의 측정 원리, 구성 및 구성에 대해 간략하게 설명합니다. 비행 및 항법 매개변수 측정 방법에 대해 설명합니다. 장치 및 시스템 작동 원리 이 매뉴얼은 주로 아날로그 장치 및 시스템에 대해 다루고 있습니다. 제2권은 ARINC 및 기타 표준, 디지털 측정 시스템, 현대 국내외 항공기의 비행 및 항법 시스템의 정보 교환에 대해 다룹니다. "항공 전기 시스템 및 비행 내비게이션 시스템의 기술 운영" 전문 분야를 공부하는 고등 교육 기관의 학생들을 대상으로 합니다. UDC 681.2: (075.8) BBK ISBN SAMARA 출판사 SSAU 2007 V. A. Prilepsky, 2007 Samara State Aerospace University,
3 목차 머리말 7 서론 8 1 항공기기 및 정보측정시스템의 구성원리 항공기기 및 정보측정시스템(APIMS)의 목적과 분류 항공기기 및 정보측정시스템의 주요 특징 이동부의 정상상태 편차 움직이는 부분의 불안정한 편차 오류 일반적인 측정 회로 정보 채널의 특징 48 2 항공 장비 압력 게이지 변형 압력 게이지, 오류 및 보상 방법 전기 기계식 압력 게이지 주파수 압력 변환기 항공 온도계 전기 저항 온도계 열전 온도계 온도계 오류 바이메탈 온도계 항공 속도 미터(회전 속도계) 자기 유도 회전 속도계 자기 유도 회전 속도계 오류 직접 및 교류 회전 속도계 77 3 정보 및 측정 시스템 연료 게이지(오일 게이지) 플로트 전기 기계식 연료 미터 리드 스위치가 있는 플로트 전기 기계식 연료 게이지 전기 용량 연료 미터 프로그래밍된 제어 및 연료 측정 시스템 SPUT 총 연료 예비량 측정 방식 연료 SUIT 제어 및 측정 시스템 컴퓨터를 사용한 연료 미터 자동 레벨링(센터링) 프로그램된 제어 시스템 연료 소비 전기 용량성 TIS 오류 연료 소비 측정 터빈 연료 소비 변환기 연료 소비 측정 시스템 SIRT1-2T 오류 유량계 및 연료량계 진동계 진동계 오류 위치 표시기 설정 비행 고도계. 일반 이론 기계식 고도계 전기 기계식 고도계 교정기 - 고도 설정기 유형 KZV 표시 속도계 실제 대기 속도 및 마하수 미터 수직 속도계 받음각 및 미끄러짐 미터 기압 수신기 고도-속도 매개변수의 복잡한 미터 공기 신호 시스템. 일반 정보 표시기와 결합된 컴퓨팅 장치가 있는 SHS 시스템 마하수 및 속도 결합 V 표시기(UMS) 외기 온도 표시기 T 138 4
4 4.5 디지털 컴퓨터를 사용한 아날로그 SVS SVS 시스템 유지 관리의 오류 및 특징 중요한 비행 모드 신호를 위한 계측 자동 받음각 및 과부하(AUASP) 지상에 접근하는 항공기의 위험 속도 Vb cr에 대한 경보 시스템(SSOS - 그림 4.10) ) 고도 정보 시스템 속도 매개변수(IKVSP) 고도-속도 매개변수의 단일 채널 복합체(그림 4.11) 3개의 SHS를 사용한 고도-속도 매개변수의 정보 복합체(그림 4.12) 자이로스코프 자이로스코프 응용 이론의 기초 자이로스코프 장치의 요소 및 시스템 수정 장치 3도 비행 자이로스코프의 주축 수평 수정에 대한 운동 다이어그램 수직 위치 방향 수정을 위한 운동 체계 유도 센서 자기 평면의 3도 자이로스코프에 대한 수정 체계 자오선 감쇠 장치 측정 결과를 얻는 장치 잠금 장치 감쇠 자이로스코프 수정 스위치 롤, 피치 및 방향 각도용 기구 및 센서 3도 자이로스코프를 기반으로 한 인공 지평선 파워 자이로스코프 안정화 기능이 있는 자이로버티컬 단축 파워 자이로안정기 중앙 자이로버티컬(CGV) 소형 자이로버티컬 (MGV) 방향 미터 자기 나침반 유도 자기 방향 센서 자이로-세미-나침반 천문 나침반 방향 시스템 통합 원리 GPK 모드에서 방향 시스템 작동 자기 수정 모드 MK 모드의 TKS-P 방향 시스템 천문 교정(AC) 모드 오류 정확한 방향 시스템 유형 TKS-P 기본 방향 및 수직 시스템(BSKV) 항법 추측 시스템 항법 방법 추측 시스템 작동을 위한 알고리즘 항법 추측 시스템의 구조 및 기능 다이어그램 항공 추측 시스템 도플러 추측 시스템 항공- 도플러 추측 항법 시스템 선형 가속도 센서 관성 시스템 관성 항법의 물리적 원리 관성 항법 시스템의 작동 원리 및 기본 구조 다이어그램 INS INS 오류 229 문헌 230 6
5 서문 소개 교과서는 "항공 및 로켓 및 우주 장비의 테스트 및 작동"방향의 교육 국가 표준과 커리큘럼을 기반으로 편찬된 "항공 장비 및 정보 및 측정 시스템"과정 프로그램에 따라 작성되었습니다. 전문서적은 2권으로 구성되어 있습니다. 첫째, 항공계기 및 정보측정시스템 구축의 기초, 측정원리 이론의 기초, 항공계기 유지보수의 작동, 구성 및 특징, 국내외 민간항공기의 비행 및 항법 시스템을 다룬다. 두 번째 책의 내용은 ARINC-429 표준, 디지털 측정 시스템, 현대 항공기의 비행 및 항법 시스템의 정보 교환에 대해 다룹니다. 이 매뉴얼의 목적은 풀타임 학생으로서 이 코스를 공부하는 학생들에게 도움을 제공하는 것입니다. 7 항공 시스템의 복잡성이 증가하고 센서 및 액추에이터 수준을 포함하여 지능화됨에 따라 새로운 요구 사항에 따른 교육 자료 처리를 고려하여 항공 장비 전체 복합체 연구에 대한 새로운 접근 방식이 필요합니다. 교육 상태 표준 및 커리큘럼. 항공 장비 및 정보 측정 시스템은 온보드 장비 전체의 상호 작용 수단이며 측정 정보를 제공하여 비행 내비게이션 컴플렉스, 액추에이터, 추적 시스템 및 기타 소비자에게 수천 개의 매개 변수를 생성하고 지속적으로 공급합니다. 항공기 조종실의 전자 디스플레이 시스템. "과학은 측정을 시작하자마자 시작됩니다. 측정 없이는 정확한 과학을 생각할 수 없습니다."라고 러시아 과학자 D.I. 멘델레예프. 항공 측정 기술의 현재 상태는 센서와 기본 변환기가 다양한 물리적 특성의 아날로그 양과 상호 작용하지만 디지털 정보 처리 방법이 널리 사용되는 것이 특징입니다. 따라서 첫 번째 책에서는 다양한 아날로그 양의 기본 센서와 전기적 양의 변환기에 많은 관심을 기울이고 있으며 측정 및 변환의 정확성은 필요한 도량형 특성을 달성하는 방법, 방법 및 수단에 따라 크게 달라집니다. 아날로그 측정정보 신호를 디지털로 변환
6 코드와 정보 채널을 통해 소비자에게 전송되는 것은 사실상 왜곡이 없으므로 아날로그 시스템의 방법론적, 도구적 오류 분석에 특별한 주의를 기울입니다. 첫 번째 책은 간략하지만 "항공 전기 시스템 및 비행 내비게이션 시스템의 기술 운영" 전문 커리큘럼에 따라 이 전문 작업 프로그램의 모든 섹션을 검토합니다. 두 번째 책은 정보 전송 및 처리를 위한 최신 디지털 시스템, 정보 교환 프로토콜 및 액추에이터 제어 방법에 대한 연구를 기반으로 첫 번째 책의 섹션을 보완하고 탐색 상황을 복잡하게 표시하는 전자 수단 문제에 대해 자세히 논의합니다. . 1 항공 계기 및 정보 측정 시스템 구성 원리 1.1 항공 계기 및 정보 측정 시스템(APIIMS)의 목적 및 분류 APIIMS는 다양한 목적을 위한 센서의 측정 정보 신호를 항법 및 컴퓨팅 장치, 제어 장치에 원격 입력하기 위한 기술적 수단입니다. 시각적 표시 장치를 사용하여 항공기의 일반 비행 모드를 특성화하고 발전소의 작동 모드, 환경 매개변수 등을 모니터링하는 다양한 매개변수의 측정을 제공합니다. 우주에서 항공기의 운동은 병진운동과 각운동으로 구성된다. 주어진 기준 시스템 OoX0YoZ0에 대한 항공기의 전진 동작은 선형 좌표(H - 비행 고도, L - 이동 거리, Z - 측면 편차)에 의해 결정됩니다. 고도는 절대(H) - 해수면에서 측정, 상대(H rel) - 선택한 고도(이륙 또는 착륙 장소에서)에서 측정, 실제(H ist) - 항공기가 위치한 장소에서 측정됩니다. 지금 이 순간. 그림에서. 1.1은 기준 시스템 OoXoYgZo- 9 10을 기준으로 항공기의 질량 중심과 병진 이동하는 좌표계 (1.\"y)(y/y.)를 보여줍니다.
7 OX 축과 수평면 사이의 각도 u를 피치 각도라고 합니다. 각도 y - 항공기 X OY의 대칭 평면과 관련 축 OX를 통과하는 수직 평면 사이를 롤 각도라고 합니다. 지구 좌표계를 기준으로 한 항공기의 비행 방향은 항공기의 경로에 따라 결정됩니다. 이는 자오선 방향과 항공기의 세로 축이 수평선 평면에 투영되는 지점 사이의 시계 방향으로 측정된 각도입니다. . Z l 그림 좌표계 공간에서 항공기의 각도 위치는 각도 좌표 Lsh, u, y에 의해 결정됩니다. 이 경우 관련 좌표계 OX) "/가 도입되어 OX 축이 항공기의 세로 축을 따라 향하고 O Y - 수직 위쪽, O Z - 오른쪽 날개를 향합니다 (그림 1.2). 시스템 그림 좌표계 Lsh 및 y - 오일러 각도 Lsh - OХd 축과 수평면 X d()/d에 대한 관련 O X 축의 투영 사이를 요 각도 11 ψ - 실제 코스( 지리); cgk - 나침반 코스(자기 편차 Lk의 양에 따라 다름) 및 각도(Lsh i, y sh) 좌표 벡터 V와 관련된 속도 좌표계 O XaYaZ a는 대기 속도 12라고 불리는 공기에 대한 항공기의 속도를 사용합니다.
8 속도 좌표계의 OXA 축은 벡터 F의 방향과 일치합니다(그림 1.4). 관련 O XY/와 관련된 속도 좌표계 OXaYaZ a의 위치는 각도 a와 D에 의해 결정됩니다. 경우에 따라 궤적을 따른 이동을 제어하려면 선형 및 각도 좌표의 미분을 측정해야 합니다. 관련 축(xx, cov,
9 받음각 a 슬라이딩 받음각 센서 P 슬라이딩 각도 센서 각속도 c 각속도 센서 표 1에 계속 각가속도 c 미분 장치 선형 가속도 j 선형 가속도 센서 드리프트 각도 rs 도플러 속도 및 드리프트 각도 측정기 과부하 Pp 과부하 센서 매개변수 동력 장치의 작동 모드 회전 속도 엔진 온도: - 터빈 앞 Т3 - 터빈 뒤 Т 4 - 오일 Тм - 공기 Тв 엔진 압력: - 연료 Рт - 오일 Рм - 압축기 뒤 Рк - 공기 흡입구 Рвр 회전 속도계(타코미터) 온도계 8T 터빈의 압력 강하 차압 게이지 연료 소비량: - 메인 GT - 애프터버너 o f 탱크 내 연료량: - 체적 VT - 중량 Qt 유량계 연료 미터 토크 MKR 압력계 엔진 추력 RT 추력계 진동 진폭 aV 진동 주파수 /v 15 진동 매개변수 측정 장비 매개변수 환경 표 1 계속 대기 매개변수: - 밀도 P - 상대 밀도 Ap 밀도계 - 온도 T 온도계 - 압력 P 압력계(기압계) - 습도 X 습도계 - 바람 speed W 속도계 APiIIS는 측정량의 목적, 작동원리, 거리, 재생방법에 따라 분류할 수 있습니다. - 항공기의 개별 시스템 및 구성요소의 작동을 모니터링하는 장치. 목적에 따라 APIIIS는 다음과 같이 구분됩니다. - 비행 및 항법 기기 및 시스템 - 발전소의 운영을 모니터링하는 장치; - 환경 변수를 측정하는 도구; 작동 원리에 따라 장치는 기계, 전기, 공압, 유압, 광학 또는 결합형(예: 전자 기계)일 수 있습니다. 제어 방식에 따라 장치는 원격 장치와 비원격 장치로 구분됩니다. 원격 장치는 센서와 표시기를 어느 정도 거리를 두고 연결하는 통신 채널이 있다는 특징이 있습니다. 현대 항공기는 스위치 및 컴퓨터 시스템과 함께 디지털 통신 채널을 사용합니다. 통신 라인은 기계식, 전기식, 유압식, 공압식일 수도 있습니다. 측정된 값을 재생하는 방법에 따라 장치는 다음과 같은 기능을 수행할 수 있습니다. - 정보를 직접 출력합니다. - 등록; - 측정 변환기 포함. 16
10 정보를 직접 출력하는 장치는 다음과 같이 구분됩니다. - 디지털 및 아날로그 데이터 형태로 정보를 표시하는 장치 - 비행기 실루엣, 관찰된 물체의 위치 지도 등의 형태로 이미지를 표시하는 장치 - 비문이 있는 조명 디스플레이 형태로 정보를 제공하는 장치 - 빛 신호의 형태로 정보를 제공하는 장치. 기록장치는 종이, 자기테이프에 연속적으로 정보를 기록하거나 인쇄장치를 사용하여 개별적으로 기록합니다. 측정 변환기는 일부 입력 값 x(t)를 다른 유형의 출력 값 v(t)로 변환하여 추가 사용 및 처리에 더 편리합니다. 정보 측정 시스템의 중요한 부분은 기기, 센서 및 각도 및 선형 운동 시스템으로 구성됩니다. 예를 들어 자이로 감지 장치, 자기 방향 센서, 파일럿 제어 장치 및 디지털 출력 회전 요소의 각도 값 측정 및 전송과 같은 것입니다. -아날로그 장치, 제어 장치 및 조향 연결 센서로부터. 정보 및 측정 시스템이 다양하기 때문에 다음 기준에 따라 분류하는 것이 좋습니다. - 입력 값의 변경 범위; - 전선 수 및 통신 채널 유형 - 측정 정보를 전달하는 전기 신호 유형 및 해당 매개변수. 비행 작동 중 APIIMS는 상당한 외부 영향을 받습니다. 온도 변화는 +60C에서 -60C입니다. 41 ~ 855mmHg의 주변 압력: 최대 g까지 가속되는 기계적 충격, 최대 20ms의 충격 지속 시간, 최대 분당 80회 진동; 최대Hz의 진동. 이 경우 진동 과부하 17 pv, 즉 어떤 경우에는 자유 낙하 가속도에 대한 진동 중 최대 가속도의 비율이 최대 10에 도달합니다. 최대 %의 습도, 네트워크 무선 간섭, 자기장 및 정전기장, 방사선, 바다 안개, 곰팡이 등에 대한 노출. 항공기를 설계하고 운용할 때 전술적, 기술적 매개변수, 장비 및 정보 측정 시스템은 표준 대기를 지향합니다(그림 1.5, 표 2). 높이, km HA 대류권 9 b 3 밀도 0 수준 _7() _b0 _yu _40 _30 _20 _w q du ** rya 온도, C I I 압력, Pa I 밀도 in Not 밀도 및 Fig. 1.5 표준 대기 APIS의 가혹한 작동 조건은 작동의 신뢰성과 정확성에 대한 특별한 요구 사항을 부과합니다. 18 표 2
11 Ft 높이 h km 표준 대기 매개변수 온도 압력 밀도 t T N/m2 mbar kg/m3 S K Ra h Pa -0.2 16.30 289.51 1.2487-0.1 15.65 288.32 1, 00 288.25 1.1 14.35 287.29 1.2133 0.2 13.70 286.S .45 1.2017 0.3 13.05 286.73 1.1901 0.4 12.40 285, 11 1.1787 0.5 11.75 284.61 1.1673 0.6 11.10 284.22 1.1560 0.7 10.45 283.94 1.1448 0.8 9.80 282.76 1 .1337 0.280 1.2. 90 278.99 1.0686 1.6 4.60 277.23 1.0476 1.8 3.30 276.89 1.0269 2.0 2.00 275.95 1.0065 2.2 0.70 273.41 0.9864 2.4-0.60 272 .26 0.9666 2.6-1.90 271.49 0.9472 2.8-3.20 269.10 0.9280 3.0-4.5 0 268.08 0.9091 3.2-5, 80 267.44 0.8905 3.4-7.10 266.15 0.8723 3.6-8.40 264.22 0.8543 3.8-9.70 263.64 0.8366 4.0-11.00 262.40 0.25-17.50-20.75-24.00 258.91 255.66 252.41 249, 계속 표 2 577.28 540.20 505.07 471.81 0.7768 7361 0.6971 0.6597 6.5-27.25 245.35 0.6239 7.0-30.50 242.61 0.5895 7.5-33.75 239.51 0.0-37 .00 236.00 0.5252 8.5-40.35 232.99 0.4951 9.0-43.50 229.42 0.4663 9.5-46.75 226.23 0.0-50, 00 223.36 0.5-53.25 219.74 0.0-56.50 216.32 0.0-56 .50 216.30 0.0-56.50 216.10 0.0-56, 50 216.02 0.0-56.50 216.45 0.0-56.50 216.87 0.0-56.50 216.87 0.0-56.50 216.05 0.0-56, 50 216.10 0.0-56.50 216.75 0, 항공 기기 및 정보 측정 시스템의 기본 특성 항공 기기 및 측정 시스템은 다양한 목적을 가진 요소로 구성되지만 가장 특징적인 것은 그 중 기능 요소(FE)는 측정 수단으로 정의됩니다. 측정 장치는 다음과 같은 기능 요소로 구성될 수 있습니다. - OU - 보고 장치
12 - FC - 움직이는 부분; - PMV - 곱셈 정류 메커니즘; - CX - 측정 회로; - Pr - 측정 장치의 변환기 - 센서; - P - 수신기, IF가 없는 측정 장치의 일부 - D - 엔진. 표시 A 0 ut.e. 보고 장치에 의해 결정된 측정량의 값은 포인터의 눈금 및 편차에 따라 기록됩니다. ^ OU ~ dsh k ~ a o y ~ f(a), (1-1) 여기서 a는 나누기 값입니다. - 인접한 두 눈금 표시에 해당하는 수량 값의 차이 d - 눈금 분할의 포인터 편차; γy는 각도(선형) 변위 단위로 표시되는 포인터의 편차입니다. 종속성 a y = f(a)를 척도 특성이라고 합니다. 측정 범위 - 허용 오차가 정규화되는 측정 값의 범위입니다. 표시 범위 - 스케일의 초기 값과 최종 값으로 제한되는 스케일 값의 범위입니다. 측정 한계 - 측정 범위의 가장 큰 값 또는 가장 작은 값입니다. 교환 가능한 연산 증폭기의 경우 판독 범위, 분할 값 및 스케일 특성이 일치해야 합니다. 움직이는 부분은 구동 및 반작용이라는 두 가지 모멘트(힘)의 생성 및 상호 작용을 특징으로 하며, 구동 및 반작용 모멘트 생성과 관련된 측정 메커니즘의 모든 부분은 측정된 값에 대한 인버터 편차의 의존성을 제공합니다. 구동 모멘트(힘)는 측정되는 양에 따라 달라집니다. 21 m dv / d (Apch) ~ f (A) 1 R,Dv = (A p h) "P A) J" 의존성 M dv = f d (A)는 장치 또는 센서의 작동 원리 방정식이라고 합니다. . 반응 모멘트(힘)는 PH의 편차에 따라 달라집니다. 즉: M = / m(ap h) - P = / p(ap h(L3>) 눈금 판독값에 해당하는 평형 위치에서 모멘트는 동일합니다. : M dv = M, t).e. / -D(A) = / D(a pch), 따라서 a pch = f(A)
13 측정 회로는 측정된 양과 관련된 신호를 재생하고 구동 토크를 생성하는 데 필요한 AFC 값을 제공하는 데 관련된 전기 회로의 모든 링크를 포함합니다. 회로의 출력 매개변수 П сх는 주파수 변환기의 이동을 결정하는 수량입니다. Псх ~ AFC ~ fc x (A) 일반적인 경우 П с x = / (П п,п Пр) = Т, А 3, ...), С1-7 ) 여기서 IIcr. P p - PV 변환기 및 수신기의 출력 매개변수. A와 Lg...는 측정 결과에 영향을 미치는 물리량입니다. 측정 장치(센서)의 변환기에는 주파수 변환기의 움직이는 부분의 움직임을 원격 측정 또는 제어에 적합한 신호로 변환하는 데 관련된 모든 요소(전위차계 및 브러시, 인덕터 및 코어 등)가 포함되어 있습니다. 일반적인 경우, 변환기의 출력 매개변수는 다음과 같습니다. Ppr HjjpCLjjp f(NPCH) f(Ar): (1.8) 여기서 Ksh-는 유형에 따라 변환기의 설계 특징을 결정하는 상수 계수입니다. apr - 입력 매개변수 Pr과 관련된 변환기의 움직이는 부분의 움직임. 수신기는 인버터가 없는 측정 장치의 일부로, 한 유형의 에너지를 다른 유형의 에너지로 변환합니다. 수신기는 출력 매개변수 Pn =/p(a)를 특징으로 합니다. 수신기는 두 그룹으로 나뉩니다. (L9) 1. 측정된 양이 속성 또는 전기 매개변수의 변화를 유발하는 파라메트릭 수신기(열저항기, 포토저항기, 스트레인 게이지)의 측정을 위해 전류원이 필요합니다. 2. 측정된 값이 EMF를 생성하는 발전기 수신기(열전대, 광전지, 압전 소자) 이 그룹에는 하나의 매개변수가 다른 매개변수로 변환되는(예: 회전을 변위로) 기계적 작동 원리의 수신기도 포함됩니다. 모터는 표준이지만 측정 시스템에서는 피드백이 있는 회로에서 작동합니다. 측정된 값이 Aj 값에서 로 변경될 때. 1,. 차이가 나타납니다. 이는 PV의 다른 기능 요소를 통해 엔진에 공급되는 제어 신호의 형태로 재생됩니다. 엔진 로터가 회전하여 PV P r을 이동시키는 반면, 엔진 속도는 다음과 같이 종속됩니다. nm = f(A i+1 - A i) = f(A). 1.3 움직이는 부분의 정상 상태 편차(1L) 주파수 변환기가 평형 위치에서 벗어날 때 설정 순간에 의해 작동됩니다. M = M - M (1-11) 1У1уст dв 1V1? 여기서 M dv = [d (A) - 주행 순간; M = f m(a) - 반작용 순간. M dv = M이면 평형이 발생하며 이는 a = f(a) 판독값에 해당합니다. 종속성 f(a)는 측정 장치의 정적 특성을 결정합니다(그림 1.6): 24
14 a 측정 회로의 감도: o =. o = M - 0 /-TTL. V СХ 1j r СХ 1л dn danp 드라이브의 움직이는 부분의 품질은 특정 설정 토크로 특징지어집니다. Ai Fig 측정 장치의 정적 특성 측정 장치 S의 감도는 토크 증분 비율의 한계입니다. A a를 출력하고 입력 1.1 값은 후자가 0이 되는 경향이 있습니다. X = / ^ = ^, e t = ^. 그렇습니다. 여기서 y는 특성에 대한 접선의 경사각입니다. ta, ta - a 및 A 축을 따른 그래프의 눈금 A (1. 12) 감도 임계값 - 출력 값 a가 변경되기 시작하는 측정 값 A의 최소 증분입니다. 공식(1.12)에 따른 움직이는 부분의 감도는 다음과 같습니다: d a da 수신기의 감도는 비슷합니다: dll S n = da 변환기의 감도: dylr Х 1р S m = - da 25 DM m LU SET - . 입 A a 일반적인 경우: A A Ш (1 L З) 1У1УУСТ 7 7 d a d a 드라이브의 품질을 향상하려면 측정 장치를 만들고 작동할 때 움직이는 부품 지지대의 마찰 모멘트를 줄여야 합니다. 1.4 움직이는 부분의 불안정한 편향 인버터의 움직임 특성에 대한 개별 매개변수의 영향을 알아보려면 불안정한 과도 모드에서의 움직임을 연구할 필요가 있습니다. 알려진 바와 같이 모멘트 방정식의 형식은 다음과 같습니다. Td 2a da (1.14) J +C;$±A/G M pc dt2 dt 1 t dv 여기서 J는 다음의 전체 동작을 고려한 드라이브의 관성 모멘트입니다. 모든 관성 질량은 드라이브의 회전축으로 감소됩니다. K - 감쇠 계수; C] - 각도 강성 감소; M t - 인버터 지지대의 마찰 모멘트; 26
15 M dv=/d(a,a) - 구동 순간; rd 2a J는 측정된 양의 영향에 대한 dt에 대한 주파수 변환기의 응답(가속)의 역학을 특성화합니다. K - 감쇠 모멘트는 전환 기간 동안 주파수 변환기를 감쇠시키는 능력을 나타냅니다. (- 전환 기간의 특성의 가파른 특성을 나타냅니다. M t - 마찰 모멘트는 a와 관계없이 일정하므로 무시할 수 있습니다. 따라서 kakm dv = ka -A, 우리는 J ^ r + K + CIa를 얻습니다. = K AA = M (1L5 ) dt dt 1 l dv 여기에서: a = M de J d a K d a (i 1 5) C, Cj d t2 C1 dt 정상 상태에서: MDV a = - C, 이동할 때, 동적 오류는 J d 2a K d a () DS ~ C jdt2 C jdt 즉, adina는 J, K, C에 따라 달라집니다. 27 측정된 매개변수의 영향을 받는 측정 장치의 동작을 연구하려면 PV의 전달 함수를 알아야 합니다. A(P) 1. 인버터의 움직이는 부분. w (.p) = ^ .7 A (P) J p 2 + K p + C j" 2. 수신기 P: Wn (P) = p p (P) A (P) 3. 변환기 Pr\ Wup(P ) = ^ = K p r-a Pr(P) 4. P M V 메커니즘: W IJM B(P) = ~ W M ^ G = K 1K 2"a p h(P) 5. 구성 Cx: WC( P) = A A P) p sl P) W(P) 전달 함수 드라이브가 각도 ac만큼 편향된 후 평형 위치에 접근하는 경우의 드라이브 동작의 특성을 고려해 보겠습니다. 이 경우 M dv = 0이고 방정식(1.14)은 다음과 같은 형식을 취합니다.
진정 정도라고 불리는 16에서 우리는 세 가지 유형의 가능한 일시적 프로세스를 얻습니다. 그리고 그 특성 방정식은 다음과 같습니다. P > 1 - 움직임의 비주기적 특성; 아르 자형< 1 - колебательный характер движения; J x 2 + К х + С2 = 0. Р = 1 - апериодический, критический характер движения. Для приборов и датчиков наиболее благоприятная величина степени успокоения Р < 1. Графики этих переходных процессов имеют вид (рис.1.7): а а 1.5 Погрешности С -А - - Погрешность измерительного устройства - это разность между показанием и истинным значением измеряемой величины. Погрешности измерительных устройств имеют разнообразный характер и могут быть вызваны: - непостоянством условий измерения; - недостатками измерительных устройств и применяемых мето дов измерения; Рис Графики переходных процессов 1235т- апериодический; колебательный; апериодический (критический); допустимая зона измерений; время в течении которого ПЧ достигнет положения равновесия. - несовершенством органов чувств наблюдателя; - неправильными действиями наблюдателя. Погрешности могут быть основными и дополнительными. Основная - это погрешность средства нормальных условиях (P=\()()KI 1.\± ± 5 Т ". влажность 65± 15%. рабо чее положение прибора и т.д.). Дополнительная Решая это уравнение, и введя величину измерения, используемого в - это изменение погрешности, вызванное отклонением от нормальных условий при измерении параметра. В зависимости от размерности погрешности различают: абсолютные, относительные, приведенные относительные. Абсолютная погрешность - это разность Да меж ду показанием А 0у прибора и истинным значением А измеряемой величины: 30
17 상대 오차는 측정 장치의 절대 오차와 측정 값의 현재 값의 비율입니다. 주어진 상대 오차는 측정 장치의 절대 오차와 표준 값(측정 상한, 측정 범위, 스케일 길이)의 비율입니다. 기기의 정확도 등급은 백분율로 표시되는 주요 감소 상대 오차로 설정되며 동시에 허용되는 추가 오차와 관련된 요구 사항을 충족합니다. 오류의 크기에 따라 측정 장비에는 K = 10번째 계열에서 선택된 정확도 등급이 지정됩니다. 여기서 n = 1입니다. 0 ; - 1 ; - 2 ;... 측정 모드에 따라 오류는 정적일 수도 있고 동적일 수도 있습니다. 정적 오차는 상수 값을 측정하는 데 사용되는 측정 장비의 오차입니다. 동적 오류는 동적 작동 모드에서 측정 장비의 총 오류와 주어진 시간에 측정된 양의 값에 해당하는 정적 오류 간의 차이입니다. 발생 패턴에 따라 오류는 무작위적이고 체계적일 수 있습니다. 무작위 오류는 무작위로 변하는 오류의 구성 요소입니다. 무작위 오류는 확률 이론 방법을 기반으로 추정됩니다. 작동 중에 측정 장비를 평가하기 위해 A의 평균값과 무작위 오류의 표준 편차 o(d)를 사용합니다. d = ^ > n m 여기서 n은 A를 결정하는 실험 횟수입니다. 31(1L9) - OU에 따른 /번째 구현(개수)입니다. 여기서 m은 오류 평가에 사용되는 측정 장비의 수입니다. A, - /에 대한 수량 A의 값 - 측정 장비의 인스턴스; 1 t M [D] = X D(- 수학적 기대. t 무작위 오류는 측정 장비를 개발할 때 계산됩니다. 무작위 변수를 합산하는 규칙을 적용하여 측정 시스템 전체에 대해 계산할 수 있습니다. 체계적 오류는 상수이거나 자연스럽습니다. 오류의 다양한 구성요소는 오류를 유발하는 원인에 따라 보상될 수 있습니다. - 방법론적 오류는 다음과 같이 정확하게 재현하기 어렵습니다. 이유: - 측정 방법의 불완전성 - 설계와 관련이 없지만 장치 판독에 영향을 미치는 다른 외부 요인을 고려하지 않음. 측정된 양 A이며, 여러 매개변수(D C,.)를 고려해야 합니다. ...,7V) 외부 조건의 영향을 특징으로 합니다. M DB = f fl(a,d,c,...n) = f M (a), 여기서: C1-21) a = f a (A,D,C,...N). (L22) 32
18 AD, AC,..., A의 변경이 있을 경우 N개의 외부 매개변수는 측정 방법 및 장치 구성에서 고려되지 않습니다!). C,..., N이 114에 작용하면 Mdv 순간에 변화가 있을 것입니다. 충분히 작은 편차의 경우 AD, AC... A N 값과 비교 1). C,...N, 다음과 같이 정의할 수 있습니다: A u a = AD + AC+...+ A N. m D C N (L23) 방법론적 오류는 증분의 크기뿐만 아니라 다음의 특성에 따라 달라집니다. 매개변수로부터 함수 / a의 의존성, 즉: C. s...s d D d C 3N "다른 오류를 보상하기 위해 널리 사용되는 방법론적 오류를 줄이는 가장 일반적인 방법은 추가 교정 신호 비례 값을 제공하는 장치의 측정 장치 AD, AC,... AN: - K da D - AC가 있는 K;... ~ K n A N. (L24) 이러한 교정 기능 도입 신호의 경우 IF 편차는 다음과 같습니다. a TOCH = f(a, D0, С0,...N,0) + ( -КD1 D D +... \ D) (1.25) ~ Kc j DC+i ^ j DN> 여기서 D 0, С0,...N 0은 일반 상수 외부 매개변수입니다. 방법론적 오류를 완전히 보상하려면 다음 조건을 충족해야 합니다. K D = ^ ~, K c =,... ^ = (L26 ) D dd c dc 회로 솔루션의 경우 방법론적 오류를 보상하는 두 가지 방법이 사용됩니다. - 교정 신호의 자동 도입 - 신호의 크기를 계산하고 기계적 교정기를 통해 입력하여 비자동 교정 신호 도입 운동학적 회로에 들어갑니다. 방법론적 오류를 줄이는 또 다른 방법은 오류가 최소화되는 작동 조건을 유지하는 것입니다. 설계와 관련된 매개변수에 따라 달라지는 모멘트 M dv와 M의 상호 작용으로 인해 기기 오류가 발생합니다. “= fa (M d in,m) = fa (A,B,L,T,P, E, G,.. .), 19 1.6 일반적인 측정 회로 1. 변환기와 측정 장치의 직렬 연결(그림 1.8). 특성 매개변수: P Pr = K Pr = R ok, 여기서 Kpr은 컨버터 브러시의 움직임에 비례하는 저항입니다. R 0 - 변환기의 총 저항. 여기서 K 는 장치의 설계 매개변수를 고려한 계수입니다. C]는 스프링 강성 계수입니다. 따라서 장치의 판독값은 R np의 변화뿐만 아니라 Up, Cl, Rn에도 의존합니다. 저것들. 오류를 줄이려면 Un과 (Cl + R n)을 안정화해야 합니다.< 20 + 0 a K n r K n U 21 R np R n i2 R np + R n R -Pr (R 0 ~ R n p) + R n (R o - R n p)-r n R o ~ R np R np + R n (1.34) 1 Rm (R 0 ~ R n p)+ R n 전체 표현식을 R로 나누고 값 K = R Pr Rn을 대체하면 다음을 얻습니다. v 4 X -0 U 0- Rm Ro ( Ro >1 1 1 (Ro ^ R np Ro 1 3 l Ro (Ro R np) (R np! R n 1 [ Ro Ro j I Ro “그림. 비율계가 포함된 전류 분배기 Ro j 감도를 높이려면 조건 Rn을 충족해야 합니다. 22 IF 검류계의 편차는 다음과 같습니다. a IF = C J P, (1.41) 여기서 Pn은 프레임에서 소비되는 전력입니다. Rtsa는 다음과 같습니다. R n 그림 DC 브리지 회로 등식 R jr np = R 2R 3이 충족되면 브리지 대각선의 전류는 0입니다. P Pr이 변경되면 전류 in은 RnP에 비례하여 변경됩니다. 전압 U가 변경되면 브리지 대각선의 전류가 비례적으로 변경됩니다. 이는 온도, 밀도, 압력 등의 변화로 인해 발생하는 오류를 보상할 때 두 가지 종속 수량을 더하거나 빼는 데 자주 사용됩니다. 브리지 회로의 전류 감도는 다음과 같습니다. R R& R j+ R 2 R 3 + R np 장치는 다음과 같은 경우 대칭 브리지를 사용하는 경우가 많습니다. Ri=R2,R3=Rnp ; Ri=R3,R2=Rnp; R r R 2 = R 3 = R n P 그림 1.14는 비율계가 있는 브리지의 다이어그램을 보여줍니다. (1.42) A/" AR R n Pr Pr 전압별: \ y (1.39) Ri/i 몸체. S = A i R A U AR Pr V RnP J AR 여기서 e = - R - Pr Pr (1.40) - 상대 변화 저항 변환- 41 그림 RPR이 변경되면 전류 강도는 프레임의 전류 비율에 따라 변합니다. IF 비율계의 편향 각도는 다음과 같습니다. : A - A a n h = f = / ir A/ (1.43) 여기서 /, i6 - RPR의 초기 값에서 프레임워크 내의 전류, 42 23 Dis - 저항 변화에 따른 전류 변화 AR n 이 회로에서 비율계 판독값은 전압 U의 변화에 매우 약하게 의존합니다. 브리지의 감도를 높이기 위해 저항이 CPR이 변경되면 두 프레임의 전류가 서로 다른 부호로 변경됩니다(그림 1.15). 또한 브리지의 감도를 높이기 위해 이중 브리지 회로가 사용됩니다(그림 1.16). R n R 7 1 R 72 Riii R.71 R.72 Riii 그림 비율계 권선이 반대 방향으로 연결된 브리지 다이어그램 R 5 = R6 및 Rj R일 때 로고미터의 프레임을 통해 흐르는 전류의 비율은 다음과 같습니다. i5 _ R 1R 5 ~ R I7p R 7 + R 2 (R 5 + R7 + R ]) (1.44) h R1R6 ~ R2R7 + R-Pr (R 5 + R-7 + R-1) 따라서 전류의 비율에 따라 IF 비율계의 편향 각도가 결정됩니다. 저항 R7 = Rn + R72는 온도 오차 보상 조건에 따라 결정됩니다. 그림. 이중 브리지 다이어그램 이러한 브리지의 작동을 이해하기 위해 일반적으로 권선 중 하나(예: R6)가 없다고 가정합니다. 브리지가 평형 상태에 있는 경우 Rj = R 3 및 Rj R jjp 브리지는 불균형이 됩니다. R- Ф 0 (전류는 권선 R 5를 통해 흐르고) R 5가 없으면 다른 방향으로 전류가 권선 R 6을 통해 흐릅니다. R np가 변경되면 한 권선의 전류가 최소값에 접근합니다. , 다른 하나는 최대값입니다. 이러한 방식으로 브리지의 감도가 향상됩니다. 온도 보상은 저항 R12 및 R 72에 의해 수행되는 반면 R12는 환경 I의 변화로 인한 권선 R6의 전류 변화와 권선 R의 LC 저항을 보상합니다. 24 6. 선형 특성을 갖는 평형 브리지의 다이어그램이 그림에 나와 있습니다. R 2 R ег RnP2 즉 브러시의 선형 움직임은 브리지 측정 암의 저항 변화에 따라 달라집니다. 7. 비선형 특성을 갖는 균형 브리지 다이어그램(그림 1.18). 1& RnPi Fig 선형 특성을 갖는 평형 브리지 다이어그램 R i RnP2 R 3 Fig 비선형 특성을 갖는 평형 브리지 다이어그램 평형 방정식의 형식은 다음과 같습니다. 보상 모드는 브리지 균형을 얻기 위해 전위차계 브러시를 움직여 달성됩니다. 브러시 RnV2가 맨 왼쪽 위치에 있는 경우 평형 방정식의 형식은 다음과 같습니다. RnPA = R 2(RnP2+Rs)-(L45) 측정된 값이 변경됨에 따라 Rnpl이 감소한다고 가정합니다. 브리지는 불균형이 되고 모터는 균형이 이루어질 때까지 브러시 R np를 움직입니다. ( R U p l - k R - I l p l + A R n P2) R 4 = R 2 (R 3 + R n P2 ~ A R H p2) 방정식 (1.45)에서 우리는 R 3을 표현합니다: Rs = R n p l R 4 R, R 2 R Up2 그리고 방정식 (1.46)으로 대체하면 다음을 얻습니다. R npl : (-R llp l + ^) (R3 + Rnp2 - ^) = R 4 (R1 + ^ Pr2). (L49) 방정식 (1.48)에서 Rf를 표현합니다. n R n Pl R 3 + R n p l R n P2, l /y = 그리고 방정식 (1.49)을 대체하여 다음을 얻습니다. R 4 여기서: R, ^ P r 2 ( R n p l + R 4 + PR1) = A R n p l (R 3 + R n P2) > 부터: 46 25 R 3+ R A R ^ = ARn m npl R 4 + Rnpl+ ARnpl 종속성 ARnp2 = f)
