Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
PAGE 39
Н.А. РАТНИКОВА, А.С. ГЛАЗКОВ
СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО
СОСТОЯНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
(Курс лекций)
Санкт-Петербургский государственный университет
гражданской авиации
2006
ВВЕДЕНИЕ
Одним из наиболее перспективных направлений развития гражданской авиации является переход на технологию эксплуатации воздушных судов (ВС) по их техническому состоянию. Такой переход должен позволить /2/:
-сократить затраты на эксплуатацию;
-своевременно диагностировать и предотвращать дефекты и неисправности;
-принимать обоснованные решения относительно возможности дальнейшего использования конкретного воздушного судна;
-повысить надёжность и безопасность полётов.
Переход к эксплуатации воздушных судов по техническому состоянию предполагает переход от традиционно используемых среднестатистических показателей надёжности авиационных систем к индивидуальным оценкам их технического состояния. Несмотря на привлекательность системы эксплуатации воздушных судов по техническому состоянию её широкое использование до последнего времени сдерживалось наличием как практических, так и теоретических препятствий.
Главным практическим препятствием являлось отсутствие систем объективного контроля, способных обеспечивать непрерывное слежение (мониторинг) за состоянием систем воздушных судов в течение всего периода их эксплуатации. Появление таких систем, одна из важнейших функций которых – формирование наращиваемой в процессе эксплуатации базы данных полётной информации, создаёт необходимую информационную основу для перехода к эксплуатации ВС по техническому состоянию.
Главным теоретическим препятствием на пути широкого использования метода эксплуатации ВС по их техническому состоянию в части контроля этого состояния являлось отсутствие обоснованных критериев оценки технического состояния ВС и его систем и алгоритмов их определения.
В настоящее время в значительной мере устранены как практические, так и теоретические препятствия на пути развития систем контроля технического состояния ВС в процессе их эксплуатации. В России предложено и реализовано на практике первое поколение этих систем, получившее название «Распределённая вычислительная система «Регата» и проходящих этап опытной эксплуатации на таких ВС, как: Ил-96-300, Ту-204, Бе-200, Ан-70, Ту-214, Ил-114, Аист-411, Як-130 и др. /2/.
ЭКСПЛУАТИРУЕМЫХ СИСТЕМ КОНТРОЛЯ СОСТОЯНИЯ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
Появление первых бортовых самописцев было связано с лётными испытаниями – с их помощью стало возможным получать экспериментальную полётную информацию и использовать её в целях доводки и совершенствования воздушных судов /2/. В случаях авиационных происшествий и катастроф данные бортовых самописцев оказывали большую помощь при расследовании их причин.
На второй сессии отделения ИКАО по расследованию авиационных происшествий в феврале 1947 года была подтверждена ценность бортовых самописцев в расследовании авиационных происшествий и катастроф и принято соглашение о поощрении их развития и внедрения в эксплуатацию ВС.
Первые образцы самописцев - систем регистрации полётной информации представляли собой фотоконтрольные приборы, периодически снимавшие на плёнку приборную доску самолёта. В 1949 г. в СССР на воздушных судах впервые в качестве регистраторов применили многоканальные шлейфовые электромеханические осциллографы, которые записывали 6…9 параметров полёта и фиксировали несколько разовых команд.
Первым государством, принявшим в сентябре 1957 г. постановление об обязательной установке бортовых самописцев на всех ВС с газотурбинными двигателями и взлётной массой более 5700 кг, а также на ВС с поршневыми двигателями и такой же взлётной массой, эксплуатировавшихся на высотах более 7625 м были США. Постановлением предусматривалось, что самописцы должны обеспечивать во время всего полёта запись и хранение в течение не менее 60 суток следующих пяти наиболее важных параметров:
- времени;
- барометрической высоты;
- скорости по прибору;
- вертикального ускорения;
- курса.
На 4-й сессии отделения ИКАО по аэронавигации (1965 г.) было выражено единое мнение о необходимости: изучения опыта использования пятикомпонентных самописцев; определения типов воздушных судов, на которые они должны устанавливаться; принятия решений о способах защиты информации при катастрофах и о месте установки самописцев на воздушных судах.
Первоначально бортовые самописцы использовались только при расследовании причин авиационных происшествий. В СССР такие самописцы появились на борту гражданских воздушных судов в 1958 г. Они регистрировали текущее время, высоту и скорость полёта, вертикальную компоненту перегрузки. В дальнейшем их функции были расширены и с их помощью решались следующие задачи:
- повышение безопасности полётов;
- исследование влияния человеческого фактора на надёжность и безопасность полётов;
- сбор статистических данных о функционировании систем и агрегатов с целью повышения надежности ВС.
Для решения этих задач регистрируемого информационного потока в пять-шесть параметров было недостаточно, поэтому в 1966 году на заседании секции Совета экономической взаимопомощи (СЭВ) стран социалистического содружества по воздушному транспорту были сформулированы требования к бортовым аварийным самописцам, составу регистрируемых параметров, наземному дешифратору. По номенклатуре регистрируемой информации было предложено выделить группы параметров, характеризующих следующие данные:
А – траекторию полёта;
Б – положение органов управления, интерцепторов и закрылков;
В – состояние силовой установки;
Г - состояние бортовых систем;
Д – запись речи.
Таким образом, в странах – членах СЭВ, включая СССР, были заложены основы современного объективного контроля ВС. В настоящее время при использовании средств объективного контроля ВС регистрируются параметры, позволяющие контролировать:
- режимы полёта;
- выполнение правил эксплуатации ВС;
- работоспособность авиационной техники;
- работоспособность бортовых средств сбора полётной информации.
На специализированном совещании ИКАО по расследованию и предотвращению авиационных происшествий, состоявшемся в Монреале в 1979 году, было предложено установить дату прекращения эксплуатации пятикомпонентных самописцев, разработать критерии их установки на вертолетах, разработать приемлемые стандарты точности бортовых самописцев /4/.
В соответствии с рекомендациями специализированного совещания отделения ИКАО по предотвращению и расследованию авиационных происшествий, состоявшегося в 1986 году, принята поправка 17 к части I Приложения 6 к Конвенции Международной организации гражданской авиации.
В принятой поправке были определены требования к бортовым самописцам, состоящим из самописца полетных данных (Flight Date Recorder) и бортового речевого самописца (Cockpit Voice Recorder). В соответствии с принятыми требованиями самописцы типа I должны регистрировать параметры, необходимые для точного определения траектории полета, скорости, пространственного положения воздушного судна, тяги двигателей, конфигурации и режима полёта.
Самописцы типов II и IIA должны регистрировать параметры, необходимые для точного определения траектории полета, скорости, пространственного положения воздушного судна, тяги двигателей и положения устройств, создающих подъёмную силу и аэродинамическое сопротивление.
Продолжительность записи самописцев типов I и II должна быть не менее последних 25 часов, а типа IIA - не менее последних 30 минут. Все самолеты с сертифицированной взлетной массой более 27000 кг должны оснащаться самописцами типа I. Самописцы типа II должны устанавливаться на самолеты с максимальной сертифицированной массой от 5200 до 27000 кг, а самописцы типа
IIA - на самолеты с взлетной массой менее 5200 кг.
Отечественные системы МСРП-64 и МАРС-БМ, созданные по рекомендациям ГосНИИ ГА в 1967 году отвечают приведенным выше требованиям ИКАО.
На сессии ИКАО в 1986 г. кроме того обсуждалась проблема оценивания летной годности воздушных судов, связанная с изменениями в процессе эксплуатации:
- лётно-технических характеристик;
- характеристик устойчивости и управляемости ВС.
При этом было отмечено различие характеристик устойчивости и управляемости ВС одного типа. В этой связи в состав функций, выполняемых системами контроля состояния воздушных судов было предложено включить проведение анализа их аэродинамического состояния. Контроль аэродинамического состояния ВС должен быть основан на использовании совокупности математических моделей, включающих:
- модель эталонного воздушного судна, учитывающую аэроупругость его конструкции;
- модель характеристик двигателей;
- модель индивидуальных особенностей воздушного судна, обусловленных:
а) отклонением нивелировочных параметров от расчетных;
б) наработкой двигателей;
в) изменением параметров работы систем регулирования двигателей;
г) ухудшением качества поверхности обшивки (изменением этого качества в зависимости от чистоты поверхностей ВС);
д) несимметрией выработки топлива из баков.
Осуществление контроля аэродинамического состояния ВС должно позволить:
- уточнять области допустимых условий эксплуатации конкретных типов ВС;
- учитывать влияние индивидуальных особенностей ВС на его лётные характеристики.
Более чем тридцатилетний опыт использования средств сбора и обработки полётной информации показал их важную роль в обеспечении безопасности полётов. Поэтому в 1992 г. на заседании комиссии по аэронавигации при ИКАО обсуждался связанный с этой проблемой комплекс вопросов и для более эффективного их решения была учреждена комиссия по системам контроля ВС /2/.
В настоящее время в зарубежных авиакомпаниях системы регистрации полетной информации в основном используются для реализации методов технического обслуживания «по состоянию» (on condition). Созданы, внедрены и эксплуатируются на самолетах системы измерения усталости и повреждений в элементах конструкции планера, что позволяет определять фактический остаток ресурса. Широко используются системы измерения количества температурных циклов, проводится учет наработки двигателей на различных режимах, учет «стрессовых» ситуаций, что позволяет вести учет выработки ресурса и контролировать техническое состояние силовой установки.
Внедрение аппаратуры, позволяющей производить обработку информации на борту, позволило создать интегральные системы контроля (Integrated Monitoring Systems), которые используются для оценивания технического состояния конструкции планера воздушного судна, его силовой установки, трансмиссии, втулок и лопастей несущего и рулевого винтов вертолетов.
Внедрение характеристик оборудования авиационной радиокорпорации ARINC EC (Equipment Characteristic), объединяющей авиапроизводителей и ведущие авиакомпании США, обеспечило высокий уровень стандартизации и унификации аппаратуры. Одноименные блоки систем сбора полетной информации (Flight Recorder), выпускаемые различными фирмами, входящими в ARINC EC, взаимозаменяемы, так как имеют идентичные габариты, посадочные места, узлы крепления и межблочные связи.
1.2. Принципы записи информации в системах контроля
воздушных судов
Принципы записи информации в системах контроля воздушных судов представлены на рис.1.
Рис.1. Принципы записи информации в системах контроля ВС
В основу механического принципа записи параметров положены способы нанесения чернил на бумагу с помощью специального пера, либо царапания корундовым резцом по носителю (пленке или фольге). Системы, использующие эти способы, как правило, регистрируют один-два параметра.
Основным регистрирующим элементом в системах с фотографическим принципом записи является светолучевой магнитоэлектрический осциллограф. Запись параметров ведется на фотопленку. Системы такого типа обеспечивают запись до шести аналоговых параметров и до девяти разовых команд. Регистрируемыми параметрами являются:
- барометрическая высота;
- скорость по прибору;
- линейные перегрузки;
- угловые перемещения органов управления;
- частота вращения ротора двигателя.
Выбор разовых команд зависит от типа ВС и состава его оборудования.
Были разработаны комбинированные системы, в которых использовались как механический, так и фотографический принципы записи.
Системы с магнитным принципом записи в настоящее время получили широкое распространение благодаря ряду преимуществ по сравнению с рассмотренными выше системами. Основными из этих преимуществ являются:
- возможность многократного использования носителя информации;
- возможность длительного хранения записи без ухудшения её качества;
- возможность автоматизированной обработки записи на ЭВМ;
- возможность осуществления многоканальной регистрации параметров.
Принцип записи электрических сигналов магнитным способом основан на свойстве магнитных веществ сохранять остаточную намагниченность после того, как вызвавшее её магнитное поле удалено. Запись сигнала производится магнитными головками. Магнитная лента после воздействия на неё поля записывающей головки сохраняет некоторую величину остаточной магнитной индукции. Магнитные силовые линии, распространяясь вдоль ферромагнитного вещества, замыкаются через воздушное пространство, образуя приповерхностный магнитный поток.
Попадая под воспроизводящую головку, приповерхностные силовые линии замыкаются через сердечник головки, которая имеет малое магнитное сопротивление. В обмотке головки возникает электродвижущая сила (ЭДС), величина которой пропорциональна скорости изменения магнитного потока, пронизывающего сердечник. Если эта скорость недостаточна для получения требуемой ЭДС, прочитать записанную информацию невозможно. Поэтому запись электрических сигналов магнитным способом имеет принципиальное ограничение: с её помощью невозможно воспроизвести записанные сигналы, изменяющиеся с частотой 1…5 Гц и более низкими частотами. В то же время большинство параметров, подлежащих записи на борту воздушных судов изменяется с низкой частотой. Вследствие отмеченного ограничения непосредственная запись на магнитную ленту уровня напряжений, поступающих от соответствующих датчиков, исключается. Для решения этой проблемы в системах с магнитным способом записи информации применяются кодирующие устройства.
Блок-схема типовой системы с магнитным способом регистрации полетной информации, применяемой на воздушных судах различных типов, приведена на рис.2 /3/.
При работе системы сигналы от датчиков и согласующих устройств 1…n через распределительный щиток поступают на входы соответствующих каналов кодирующего устройства. Сигналы от электрочасов, находящихся в кодирующем устройстве, поступают на вход отдельной кодирующей ячейки. Отметки от калибровочного устройства, расположенного в соединительном блоке, также передаются на кодирующее устройство. После кодирования напряжений, поступающих от датчиков 1…n через согласующие устройства, серия импульсов направляется в лентопротяжный механизм для записи на магнитную ленту. Включение лентопротяжного механизма производится автоматически, например, от концевого выключателя, фиксирующего обжатие стойки шасси.
Для визуальной индикации движения магнитной ленты служит контрольная лампа. При нормальном движении ленты контрольная лампа работает в проблесковом режиме.
Электропитание системы регистрации параметров осуществляется от бортовой сети воздушного судна через фильтр радиопомех. Электрическое напряжение подается на блоки системы через соединительный блок.
Рис. 2. Блок-схема типовой системы с магнитным способом
регистрации полетной информации
Электроснабжение датчиков и согласующих устройств производится от блока питания через распределительный щиток. В случае отказа бортовой сети предусмотрено кратковременное питание системы от аварийного источника.
В качестве носителей информации в системах с магнитным принципом записи используются: магнитная лента (на основе лавсановой пленки, либо на основе полиамидной пленки) и металлические носители (лента и пленка). Магнитные ленты имеют ширину 25,4; 19,05; 12,7; 6,35 и 3,17 мм. Они, как правило, применяются в эксплуатационных накопителях информации (кассетных бортовых накопителях – КБН), а металлические носители – в защищенных бортовых накопителях (ЗБН).
Надежность систем контроля ВС с магнитным принципом записи определяется надежностью:
- самого регистратора, включая лентопротяжный механизм (ЛПМ);
- кассеты и электронной подсистемы;
- достоверностью передачи информации в процессах записи и воспроизведения.
Все эти компоненты взаимосвязаны. Электронная подсистема намного надежнее механической. Для повышения надежности механической подсистемы лентопротяжный механизм изготавливается с высокой точностью. Кроме того, конструкция ЛПМ должна быть выполнена таким образом, чтобы в процессе его функционирования компенсировались неконтролируемые ошибки, обусловленные особенностями технологии производства. Всё это существенно отражается на стоимости системы в целом.
Лента в ЛПМ должна перемещаться с постоянной скоростью, надежно контактировать с магнитными головками и не повреждаться в процессе движения. Срок службы магнитной ленты зависит от свойств самой ленты и от условий её эксплуатации. Темп износа ленты определяется коэффициентом трения её поверхностей об элементы конструкции ЛПМ. Прижимные прокладки, применяемые для улучшения контакта между лентой и головкой, а также для снятия статического электричества, ускоряют износ ленты.
Нарушение контакта между лентой и магнитной головкой при записи или воспроизведении ведет к уменьшению сигнала и, как следствие – к снижению достоверности информации. Срок службы магнитной ленты ограничен появлением недопустимого количества ошибок в записанной информации.
Основной причиной появления ошибок в системах с магнитным способом регистрации информации являются дефекты ленты-носителя, которые обусловлены:
- осаждением частиц пыли и продуктов истирания на поверхности носителя;
- неоднородностью рабочего слоя носителя;
- царапинами и другими повреждениями рабочего слоя при неосторожном обращении с носителем в процессе эксплуатации.
Таким образом, основным недостатком систем с магнитным принципом записи информации можно отнести:
- сложность конструкции ЛПМ и, как следствие, относительно низкую надежность;
- высокую стоимость;
- ограниченный срок службы магнитной ленты;
- большую массу и значительные габариты.
На смену системам контроля состояния воздушных судов, в которых используется магнитный принцип записи информации приходят системы, где информация записывается с помощью электронного принципа. В этих системах нового поколения используется твердотельная память на базе флэш-технологий.
Название Flash впервые применила компания Toshiba в 1984 г. для описания своих новых микросхем, в которых доступ к данным осуществлялся «in a flash» – молниеносно, flash – молния, англ.», т.е. быстро, мгновенно.
Флэш-память представляет собой твердотельное полупроводниковое устройство, которое не требует дополнительной энергии для хранения данных, т.е. при выключении питания информация сохраняется. Такую память называют энергонезависимой. В качестве элементарных ячеек хранения информации во флэш-памяти используются полевые двухзатворные транзисторы с плавающим затвором (рис. 1). В специальной электрически изолированной области находятся два затвора — управляющий (control) и плавающий (floating). На подложке расположены исток и сток.
Идея хранения информации основана на том, что полевой транзистор способен длительное время сохранять заряд, позволяя в необходимый момент определить его наличие. При записи заряд помещается на плавающий затвор либо посредством переноса электронов, либо с использованием квантово-механических эффектов туннелирования (это зависит от типа флэш-памяти).
Рис.1. Схема ячейки флэш-памяти
При наличии заряда на плавающем затворе характеристики транзистора изменяются таким образом, что при обычном для операции считывания напряжении токопроводящего канала не возникает (т.е. заряд на плавающем затворе не изменяется). При этом вывод о наличии или отсутствии заряда делается по изменению вольтамперных характеристик транзистора.
Данные с флэш-носителя можно сколько угодно раз считывать и ограниченное число раз перезаписывать. Последнее связано с тем, что перезапись идет через стирание, которое приводит к износу микросхемы. Современная флэш-память позволяет заменять содержимое ячеек от 10 тыс. до 1 млн. раз. Благодаря некоторому «интеллекту» контроллеров флэш-памяти удается минимизировать вредное действие процесса стирания информации.
В отличие от жестких дисков, CD- и DVD-ROM, во флэш-накопителях нет движущихся частей (поэтому их и называют твердотельными). Использование флэш-накопителей существенно снизило потребление энергии при записи, а также в 5…10 раз по сравнению с жесткими дисками увеличило механическую нагрузку, которую способно выдерживать устройство памяти. Твердотельные носители хорошо выдерживают вибрации и удары без ущерба для их работоспособности. По оценкам производителей, информация на флэш-носителях может храниться от 20 до 100 лет.
Существует два основных типа ячеек флэш-памяти: NOR и NAND. Они различаются способом записи информации. В ячейках типа NOR запись осуществляется методом инжекции «горячих» электронов, которые обладают энергией, достаточной для преодоления потенциального барьера, создающегося перед плавающим затвором. При воздействии сигнала на управляющий затвор в результате изменившейся разности потенциалов между стоком и истоком возникает электрический ток. В результате на плавающий затвор инжектируются (впрыскиваются) электроны, изменяя его заряд. В ячейках типа NAND запись информации производится методом туннелирования электронов.
Метод туннелирования, или туннельный эффект, относится к квантовым явлениям. Упрощенно инжекцию и туннелирование можно образно описать следующим образом. Представьте, что перед вами отвесная стена высотой. Как ее преодолеть? Есть два варианта: первый — перепрыгнуть, второй — пройти насквозь. Для того, чтобы преодолеть потенциальный барьер электронам нужна дополнительная энергия. А для того, чтобы пройти насквозь (туннелировать), необходимо воспользоваться квантовомеханическим законом, позволяющим это сделать. В классической физике, такой процесс невозможен. Однако исследования поведения элементарных частиц, например, таких как электроны, показали, что при определенных условиях они могут пройти потенциальный барьер, даже если их полная энергия меньше необходимой для его преодоления (рис. 2).
Рис.2. Туннелирование и инжектирование электронов: желтые частицы проходят сквозь барьер; красные частицы перепрыгивают его благодаря полученной дополнительной энергии
Таблица 1
Бортовые средства сбора полетной информации (самолеты)
|
Тип самолета |
Класс самолета |
Бортовой регистратор |
Время сохранения записи, ч |
Бортовой магнитофон |
Время сохранения записи |
|
Ил-96 |
1 |
МСРП-А-02 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ил-86 |
1 |
МСРП-256, КЗ-63 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ил-76Т (ТД, МД) |
1 |
МСРП-64, КЗ-63 |
17 |
МАРС-БМ или МС-61Б или П-503Б |
30 мин 5,5 ч 5,5 ч |
|
Ил-62М |
1 |
МСРП-64 и МСРП-12-96, КЗ-63 |
17 1,5 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ил-18 |
2 |
МСРП-12-96, КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б (2 комплекта) |
11 ч (2 комплекта) |
|
Ту-204 |
1 |
МСРП-А-02 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ту-154А (Б, С) |
1 |
МСРП-64, КЗ-63 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ту-154 М |
1 |
МСРП-64 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
МСРП-А-01, КЗ-63 |
17 |
||||
|
Ту-134(А, Б) |
2 |
МСРП-64, КЗ-63 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ту-134А |
МСРП-12-96 (с РЩ-1), КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б (2 комплекта) |
11 ч (2 комплекта) |
|
|
Як-42 |
МСРП-64, КЗ-63 |
17 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
|
Як-40 |
3 |
МСРП-12-96 |
1,5 |
- |
- |
|
Ан-124-100 |
1 |
ТЕСТЕР-М, КЗ-63 |
3,5 |
П-507 |
5,5 ч |
|
Ан-12 |
2 |
МСРП-12-96 (с РЩ-1) КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б (2 комплекта) |
11 ч (2 комплекта) |
|
Ан-24 |
3 |
МСРП-12-96 (с РЩ-1), КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
Ан-26 |
3 |
МСРП-12-96 (с РЩ-1) КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
Ан-30 |
3 |
МСРП-12-96 (с РЩ-1) |
1,5 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
Ан-8 |
3 |
МСРП-12-96 КЗ-63 |
1,5 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
Ан-28 |
4 |
БУР-1-2А |
25 |
- |
- |
|
Ан-74(200) |
2 |
БУР-3 |
25 (2 комплекта) |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ан-72 Ан-72-ЮОД |
2 |
ТЕСТЕР-УЗ серия 2 |
3 |
МС-61Б или П-503Б |
5,5 ч |
|
Ан-32 |
3 |
ТЕСТЕР-УЗ серия 2 |
3 |
МС-61Б |
5,5 ч |
Окончание табл.1
|
Тип самолета |
Класс самолета |
Бортовой регистратор |
Время сохранения записи, ч |
Бортовой магнитофон |
Время сохранения записи |
|
Л-410МУ, УВП |
4 |
САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
- |
- |
|
Л-410УВП-Э |
4 |
БУР-1-2Г |
25 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
Ил-103 |
4 |
БУР-ЛК |
5 |
- |
- |
|
Ан-38 |
3 |
БУР-92А-01 |
25 |
||
|
Ан-2 |
4 |
АД-2 |
6 |
- |
- |
Таблица 2
Бортовые средства сбора полетной информации (вертолеты)
|
Тип вертолета |
Класс вертолета |
Бортовой регистратор |
Время сохранения записи, ч |
Бортовой магнитофон |
Время сохранения записи |
|
Ми-8Т |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5 ч |
||
|
Ми-8МТ |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5 ч |
||
|
Ми-8МТВ |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5 ч |
||
|
Ми-8АМТ |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5 ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5 ч |
||
|
Ми-172 |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5 ч |
||
|
Ми-171 |
1 |
БУР-1-2Ж |
25 |
МС-61Б |
5,5ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
МС-61Б |
5,5ч |
||
|
Ми-17-1В |
1 |
БУР-1-2 |
25 |
П-503БС |
5,5ч |
|
или САРПП-12 |
3 (при 12-метровой ленте) |
||||
|
Ми-6А |
1 |
БУР-1-2Л |
25 |
МС-61Б |
5,5ч |
|
или МСРП-12-96 |
1,5 |
MС-61B |
5,5ч |
||
|
Ми-10 |
1 |
МСРП-12-96 |
1,5 |
- |
- |
|
Ми-26Т |
1 |
БУР-1-2Б |
25 |
МАРС-БМ |
30 мин |
|
или ТЕСТЕР-УЗ серии 3 |
3 |
Окончание табл. 2
|
Тип вертолета |
Класс вертолета |
Бортовой регистратор |
Время сохранения записи, ч |
Бортовой магнитофон |
Время сохранения записи |
|
Ми-26 |
1 |
ТЕСТЕР-УЗ серии 3 |
3 |
МАРС-БМ или П-503БС |
30 мин 30 мин |
|
или ТЕСТЕР-УЗ серии 2 |
3 |
или МС-61Б |
5,5ч |
||
|
Ка-32А (С,Т) |
1 |
БУР-1-1В |
25 |
МС-61Б |
5,5ч |
|
Ка-34(С,П) |
4 |
БУР-4 |
25 |
- |
- |
|
БК-117С1 |
3 |
БУР-ЛК |
5 |
- |
- |
|
Ми-2 |
3 |
АД-2 |
6 |
- |
- |
СОСТОЯНИЯ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
Состояние как ВС в целом, так и его отдельных систем, может быть оценено с точки зрения возможности успешного выполнения ими целевых задач, определенных программой полета. Для выполнения такой оценки всю траекторию движения воздушного судна необходимо разделить на отдельные участки (этапы полета) j=1,…, m; последовательное и успешное прохождение которых эквивалентно выполнению соответствующих целевых задач (рис. 2.1).
Эталонная область j (r*)
X i
X k этапы функционирования
j= m -3
j =2
j= m -2 j=3
j= m - 1 j =1
ъ
аэродром посадки аэродром вылета
область текущего разброса
параметров состояния ВС
Рис. 2.1. Схема оценивания технического состояния ВС
В типовой состав участков (этапов) полета могут быть включены:
Введем совокупность n-мерных векторов:
Xj=( Xj1, Xj2, …, Xjn), (2.1)
характеризующих состояние воздушного судна в целом или его отдельных подсистем (силовой установки, планера, системы управления, гидросистемы и т.д.) в момент завершения каждого этапа функционирования j=1, …, m. Таким образом, Xj – это вектор контролируемых параметров ВС (nвд, nнд, Тг, Тн и т. д.).
Разброс значений компонент вектора контролируемых параметров Xj вызывается как влиянием внешних возмущений, воздействующих на ВС в процессе полета, так и влиянием внутренних факторов (включая и управляющие действия экипажа), в совокупности обусловливающих стохастический (случайный) характер поведения контролируемых параметров. Кроме того, на формирование разброса вектора Xj накладываются процессы изменения параметров ВС и его систем, обусловленные выработкой соответствующих ресурсов.
Для проведения контроля состояния ВС необходимо определить совокупность эталонных областей контролируемых параметров Ωj, соответствующих моментам завершения j-х участков (этапов) полета. При этом эталонные области Ωj должны характеризовать допустимый разброс вектора контролируемых параметров ВС Xj , при котором состояние его элементов и систем отвечает требованиям безопасной эксплуатации.
Размеры эталонной области Ωj зависят от параметра r*. Примерами параметрического представления области Ωj(r*) могут служить:
После выбора одного из вариантов представления эталонной области Ωj(r*) задается ее граница Ф(Xj)=r*. При этом характерный размер эталонной области r* выбирается таким образом, чтобы условие
Xj Є Ωj(r*) (2.2)
гарантированно выполнялось с заданной вероятностью Рзад., определяемой требованиями безопасной эксплуатации ВС.
Выход значений Xj(t) за границы области Ωj(r*) может служить индикатором ухудшения технического состояния ВС, его систем и элементов по мере выработки ими ресурса в процессе эксплуатации.
Учитывая, что значения компонент вектора Xj(t) формируются под влиянием большого количества случайных факторов для проверки выполнения условия (2.2) необходимо использовать методы теории вероятностей.
В частности, может быть определена вероятность Рj(t) того, что текущий разброс параметров технического состояния ВС с учетом его текущего состояния для определенного периода эксплуатации t в момент завершения j-го этапа функционирования полета не выходит за границы эталонной области Ωj(r*).
Для проверки выполнения условия (2.2) могут быть использованы и другие процедуры теории вероятностей, в частности – определен минимальный размер области разброса параметров технического состояния ВС с учетом его текущего состояния для определенного периода эксплуатации t в момент завершения j-го этапа функционирования, при котором выполняются заданные условия безопасной эксплуатации ВС.
Таким образом, условием того, что состояние ВС при выполнении им условий задачи j-го этапа функционирования отвечает заданным требованиям безопасной эксплуатации, является выполнение условия
Xj Є Ωj(r*). (2.3)
Используя частные вероятности Рj(t) можно сформировать общий показатель, характеризующий техническое состояние ВС или его отдельных систем во время всего полета. Такой общий показатель может быть сформирован исходя из следующих соображений.
В качестве общего показателя можно рассматривать наименьшее по всем этапам полета значение вероятности Рj(t):
Р(t)=min {Pj(t)} (2.4)
или усредненное по всем частным вероятностям Рj(t) значение вероятности Р(t):
. (2.5)
Уточняя в процессе жизненного цикла ВС значения вероятностей Pj(t), а на их основе – вероятность P(t), можно определить для конкретного ВС момент tmax прекращения его эксплуатации не на базе традиционно используемых усредненных нормативных показателей, а в зависимости от его текущего состояния. Этот момент наступает тогда, когда текущее значение вероятности P(t), соответствующее продолжительности эксплуатации t, станет меньше некоторого заданного уровня Рдоп, определяемого требованиями безопасной эксплуатации ВС:
P(tmax)≤Pдоп . (2.6)
Для практической реализации изложенной концепции контроля состояния ВС в форме компьютерного алгоритма требуется конкретизация следующих ее элементов:
2.1. Требования к выбору характерных точек траектории полета ВС и формированию множества контролируемых параметров
В качестве характерных точек траектории полета, используемых для последующего вычисления частных вероятностей Pj(t), следует выбирать такие точки j=1,…,m; для которых существуют строго определенные моменты наступления очередного этапа полета. Желательно, чтобы в выбранных точках траектории действия экипажа были жестко регламентированы Руководством по летной эксплуатации. В этом случае можно ожидать, что ошибки оценивания состояния ВС, вызванные влиянием субъективных факторов, обусловленных действиями экипажа, будут минимальными. Исходя из необходимости наиболее полной и объективной оценки состояния ВС, целесообразно использовать максимальное количество этапов полета j=1,…,m; различающихся разнообразием привлекаемых бортовых систем, обеспечивающих выполнение целевых задач каждого из этапов.
Выбор вида параметрического представления эталонной области Ωj(r*) в существенной степени зависит от априорных предположений относительно характера распределения случайного вектора Хj. В тех случаях, когда вектор контролируемых параметров Хj имеет нормальное распределение, наиболее адекватным является представление эталонной области в виде шара (если параметры нормированы и, тем самым, отображены на интервале, например, (-1;+1)); либо эллипсоида в пространстве контролируемых параметров.
Однако на начальном этапе решения задачи оценивания состояния ВС, как правило, отсутствуют какие-либо обоснованные априорные предположения о статистических свойствах распределения вектора контролируемых параметров в характерных точках этапов полета. Единственным источником объективной информации, который позволяет выдвинуть какие-либо суждения о распределении вектора Хj, остается выборка его реализаций, накапливаемая в процессе эксплуатации.
На ранних этапах эксплуатации ВС неопределенность в оценке вида и параметров распределения вектора контролируемых параметров хj(t) в значительной степени сохраняется. В то же время процессу эксплуатации ВС любого типа предшествует этап проектирования, стендовой отработки его отдельных систем, агрегатов, узлов; полунатурного моделирования, в процессе которых уточняются диапазоны эксплуатационных значений контролируемых параметров Хj. В этих условиях не только вполне приемлемым, но и целесообразным является представление эталонной области в виде многомерного параллелепипеда, ограничивающего диапазон возможных значений контролируемых параметров, т.е. представление эталонной области в виде системы неравенств следующего вида:
Ωj={Хj: Хjimin ≤ Хji ≤ Хjimax}, (2.7)
где Хjimin – минимально допустимое в условиях нормального функционирования систем ВС значение параметра Хji, i=1,…, n (1, …, n – номера контролируемых параметров ВС в j-ой характерной точке траектории полета);
Хjimax – максимально допустимое в условиях нормального функционирования систем ВС значение параметра Хji в j-ой характерной точке траектории полета.
Указанные границы Хjimin и Хjimax диапазонов значений контролируемых параметров определяются в результате анализа проектной и эксплутационной документации для ВС конкретного типа.
В некоторых случаях диапазоны значений контролируемых параметров в условиях нормального функционирования систем ВС задаются постоянными и неизменными для различных этапов полета. В таких случаях представление эталонной области упрощается и принимает следующий вид:
Ω={Хi : Хimin ≤ Хi ≤ Хimax}. (2.8)
В качестве контролируемых параметров в алгоритме оценивания состояния ВС целесообразно выбирать такие параметры, которые являются наиболее чувствительными к изменению состояния ВС, обусловленного выработкой ресурса его элементами, и для которых по результатам предварительных исследований определены диапазоны допустимых значений.
При контроле текущего состояния самолета Бе-200 с помощью системы «Регата», разработанной в ЛИИ им. М.М. Громова (г. Жуковский, Московской области) были выбраны три характерные точки траектории полета:
При оценке текущего состояния ВС МиГ-АТ были выбраны семь характерных точек:
При оценке текущего состояния ВС Бе-200 вектор контролируемых параметров объединял параметры, характеризовавшие состояние:
При оценке технического состояния ВС МиГ-АТ вектор контролируемых параметров объединял параметры, характеризовавшие состояние:
2.2. Алгоритм обработки информации в системе контроля
воздушных судов нового поколения
Прямой показатель текущего состояния воздушного судна Pj характеризует вероятность того, что разброс контролируемых параметров его систем, соответствующий определённой продолжительности эксплуатации t в момент прохождения j – й характерной точки траектории полёта, не выходит за границы эталонной области Ωj. При условии использования нормированных контролируемых параметров математическое определение прямого показателя Pj может быть записано в следующем виде
, (2.9)
где Ф(Zji) – скалярная целевая функция, которая равна:
, если в качестве характерного размера эталонной области Ωj принята диагональ единичного куба.
, если в качестве характерного размера эталонной области Ωj принята половина длины ребра единичного куба.
Под единичным в данном случае понимается такой куб, половина длины ребра которого равна единице.
Zji – нормированные контролируемые параметры ВС.
2.2.1. Формирование реализаций целевой функции Ф(Zji)
в характерных точках траектории полета ВС
Исходными данными при формировании целевой функции Ф(Zji) в характерных точках траектории полёта ВС является массив реализаций вектора контролируемых параметров в характерных точках траектории
, (2.10)
где:
– нижний индекс j определяет соответствующую характерную точку траектории;
– нижний индекс i = 1,…, n определяют номер контролируемого параметра;
– верхний индекс k = 1,…,N обозначает номер полёта ВС (N – общее количество полётов, выполненное конкретным ВС на текущий момент времени t).
Массив формируется из базы данных полётной информации, накапливаемой в системе контроля ВС с использованием заданных признаков, которые определяют моменты смены этапов полёта – выбранные характерные точки траектории.
По реализациям компонентов вектора путём использования нормирующих преобразований рассчитываются реализации нормированных контролируемых параметров воздушного судна .
2.2.2. Формирование нормированных векторов контролируемых
параметров и эталонного множества
Непосредственное использование исходного эталонного множества Ωj или Ω в виде параллелепипеда
(2.11)
затрудняется тем, что оно объединяет различные по своей природе параметры: координаты, скорости, давления, температуры, виброскорости, виброускорения и т.п. С целью приведения контролируемых параметров к единой шкале, необходимо провести их нормирование с использованием линейного преобразования следующего вида:
, (2.12)
где Zji – нормированные параметры.
Это нормирующее преобразование отображает исходную эталонную область Ωj в пространстве контролируемых параметров в новую эталонную область, не зависящую от конкретизации характерной точки траектории и представляющую собой единичный куб.
. (2.13)
В двумерном случае нормирующее преобразование будет выглядеть следующим образом (рис. 2.2).
j X j2 Z j2
Далее по реализациям определяются реализации целевой функции , k = 1,…, N; j =1,…, m.
2.2.3. Выбор вида целевой функции
Выбор вида скалярной целевой функции Ф(Zji) зависит от выбора характерного размера r* эталонной области W.
Если в качестве такого размера r* выбрана половина диагонали единичного куба W:
Ф1 (Zj) Zj2
Z j1
, (2.14)
где Zji – компоненты нормированного вектора контролируемых параметров
в j-й характерной точке траектории полёта ВС.
Условием того, что состояние ВС после завершения j-го этапа полёта отвечает требованиям безопасной эксплуатации (т.е. разброс параметров не выходит за пределы эталонной области), является выполнение следующего неравенства:
. (2.15)
Возможно, что использование функции Ф1(Zji) приведёт к излишне оптимистичным результатам оценивания технического состояния воздушного судна и как результат – к недопустимой задержке в принятии решения о невозможности дальнейшей его эксплуатации. В этом случае возможен другой вариант формирования целевой скалярной функции Ф(Zji), основанный на выборе в качестве характерного размера r* эталонной области W половины длины грани куба.
Z j2
Ф2 (Z ji)
Z j1
При этом целевая скалярная функция формируется с помощью выражения
. (2.16)
Условие безопасной эксплуатации ВС в этом случае аналогично условию для первого случая:
. (2.17)
Использование целевой функции в форме , напротив, может приводить к чересчур осторожному подходу к оцениванию технического состояния воздушного судна.
Рассмотренные варианты формирования целевой функции Ф(Zj) не исчерпывают всех возможных способов её определения. Окончательное решение о целесообразности использования целевой функции в том или ином виде может быть принято после масштабного моделирования с использованием больших массивов полетных данных, накопленных в процессе длительной эксплуатации различных типов ВС.
Возможность выбора вида используемой целевой функции, заложенная в алгоритмы функционирования соответствующих систем контроля состояния ВС позволит проводить оценивание этого состояния с различных позиций, получая как оптимистичные, так и пессимистичные оценки.
Окончательное решение относительно дальнейшей эксплуатации ВС при получении таких оценок должно приниматься после дополнительных консультаций со специалистами по соответствующим системам ВС.
2.2.4. Формирование значений выборочных функций распределения μ
целевой функции
По реализациям целевой функции =, k =1,…,N; j =1,…,m; для каждой характерной точки траектории j = …, рассчитывается выборочная функция распределения :
, (2.18)
где .
Выборочная функция распределения в соответствии с теоремами теории вероятности и математической статистики (в частности, теоремой Гливенко-Кантелли) асимптотически (при N → ∞) сходится (математики говорят «по вероятности») к «истинной» функции распределения .
В рассматриваемой задаче функция распределения характеризует вероятность того, что значения целевой функции Ф(Zj) не превысят уровня μ, т.е.
. (2.19)
Тогда прямой показатель текущего состояния воздушного судна может быть определён следующим образом
. (2.20)
Обратный показатель текущего состояния ВС φj можно определить как значение аргумента μ, при котором функция распределения равна значению вероятности Pзад, определяемому из заданных требований к безопасной эксплуатации воздушного судна.
. (2.21)
0.7
P j
0,7 0,8 0,9 1,0 1,1
Рис.2.5. Определение прямого и обратного показателей
текущего состояния ВС
2.2.5. Расчет «истинных» функций распределения
Расчёт значений «истинной» функции распределения выполняется на основе аппроксимации её выборочного аналога . Такая аппроксимация может быть произведена различными методами, например, путём оптимального сглаживания функции на основе метода наименьших квадратов с учётом корреляционной зависимости между её значениями.
Таким образом, получение значений прямых и обратных частных показателей состояния ВС позволяет оценить это состояние с точки зрения возможности успешного выполнения им (воздушным судном) задач отдельного этапа функционирования (например, разбега – точка отрыва от ВПП, разворота на заданный курс – точка завершения разворота; выхода на посадочную глиссаду – точка выхода; снижения – точка касания ВПП; пробега по ВПП – точка останова).
Однако, в конечном итоге нас интересуют интегральные показатели, позволяющие судить о состоянии ВС при выполнении им всей совокупности этапов полёта от взлёта до посадки.
2.2.6. Определение интегральных показателей состояния ВС
Определение интегральных показателей состояния ВС может быть выполнено для двух случаев: пессимистичного и оптимистичного.
В первом случае в качестве исходных данных используются наихудшие по всем этапам полёта значения прямого Pj и обратного φj показателей. При этом общий прямой показатель состояния ВС определяется следующим образом:
. (2.22)
Общий обратный показатель в этом случае принимает вид:
. (2.23)
Приведённый способ формирования интегральных показателей состояния ВС является достаточно жёстким и может приводить к излишне осторожным выводам.
Поэтому наряду с пессимистичными показателями целесообразно использовать оптимистичные (2-й случай).
Во втором случае общие показатели состояния ВС формируются путём усреднения значений частных показателей по всем этапам полёта. Общий прямой показатель текущего состояния ВС определяется по формуле
, (2.24)
а общий обратный показатель – на основе соотношения
. (2.25)
При этом условиями того, что текущее состояние ВС в процессе выполнения всего комплекса задач, определённых программой полёта, соответствует требованиям безопасной эксплуатации, является выполнение следующих неравенств:
, . (2.26)
В случае нарушения этих неравенств, следует принимать решение о прекращении дальнейшей эксплуатации воздушного судна, как не соответствующего заданным требованиям безопасной эксплуатации.
СИСТЕМ КОНТРОЛЯ ТЕХНИЧЕСКОГО СОСТОЯНИЯ
ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
В принципе датчики предназначаются для измерений параметров четырех агрегатных состояний вещества:
- твердого (металлов, диэлектриков, полупроводников, композитов);
- жидкого (жидкого топлива, масла, гидравлической жидкости);
- газообразного (покоящиеся газы и газовые потоки);
- плазменного (низкотемпературная плотная и высокотемпературная разреженная плазма).
Измерениям с помощью датчиков подлежат физические параметры: температура; тепловой поток; давление, включая акустическое; сила; перемещение; скорость; деформации; линейные и вибрационные ускорения; расход; уровень; сплошность и др.
Преобладающее большинство датчиков являются контактными, что означает, что они устанавливаются в местах непосредственного измерения параметров. Как правило, эти места характеризуются воздействием многих физических факторов. Датчик, с одной стороны, должен быть надежно защищен от разрушительного действия этих факторов. С другой стороны, он должен обладать селективностью по отношению к измеряемому параметру на фоне всех остальных факторов. Таким образом, датчик, по существу, представляет собой многополюсник со многими входами и одним выходом – измеряемым параметром (рис.3.1). Основной путь достижения требуемой селективности состоит в рациональном выборе соответствующих принципов преобразования сигнала. Промежуточным путем является организация автоматической компенсации дестабилизирующих воздействий на датчик, которая, как правило, реализуется в виде частных и ограниченных по своим возможностям технических решений.
Рис.3.1. Датчик физических величин как многополюсник
К таким же путям следует отнести использование различных защитных мер от воздействия на датчик влияющих факторов: разделительные трубопроводы и полости, волноводы, световоды, механические фильтры, теплозащитные прокладки и т.д. Следует отметить, что все защитные меры, включая и защиту чувствительного элемента от прямого контакта с окружающей средой, являются одновременно источником систематических погрешностей датчиков при измерении основного параметра.
Взаимодействие датчика с объектом измерений – это обоюдный процесс. Измерение корректно настолько, насколько установка датчика на объект измерения не меняет физическую картину контролируемого процесса и не вносит каких-либо нежелательных особенностей в поведение измеряемого параметра. Важным является и то обстоятельство, насколько датчик способен воспринять и правильно воспроизвести действительное поведение измеряемого параметра во времени.
Измерения физических параметров с помощью датчиков базируются на использовании различных физических законов и явлений. Известны около 400 физических явлений, которые могут быть положены в основу создания средств измерений. На практике наиболее широко используются около 30 явлений и принципов действия датчиков. К традиционным из них относятся следующие принципы:
- тензорезистивный;
- пьезорезистивный;
- пьезоэлектрический;
- индуктивный;
- емкостной;
- вихретоковый.
3.1. Принципы функционирования датчиков. Способы и средства первичного преобразования измеряемой физической величины
Преобразование неэлектрических величин в электрические величины может осуществляться следующими способами:
1. Активным преобразованием энергии одного вида в энергию другого вида, в результате чего вырабатываются электрические величины: напряжение, ток, заряд;
2. Воздействием на электрические величины (пассивное преобразование), требующим вспомогательной энергии:
· на основе непосредственного применения физических зависимостей. В частности, могут быть использованы зависимости от измеряемой величины таких физических величин, как сопротивление, проводимость, магнитная и диэлектрическая проницаемости, индуктивность, напряжение, интенсивность зарядов и излучений;
· путем механических воздействий. Эти воздействия позволяют изменять такие величины, как сопротивление, индуктивность, емкость;
· методом компенсации (таким способом можно измерять силу тока).
Компенсацию можно осуществлять вручную или автоматически.
Неэлектрические физические величины можно также преобразовывать в другие, не только электрические величины.
3.1.1. Виды первичных преобразователей
Измерительное преобразование можно осуществлять непосредственно, при этом чувствительный элемент преобразует измеряемую физическую величину в величину, пригодную для дальнейшей ее обработки (например, при измерениях длин и пьезоэлектрическом методе измерения силы). В другом случае чувствительный элемент дает на выходе перемещение, преобразуемое далее в электрическую или пневматическую величину. В этом случае механо-электрическому преобразованию предшествует механо-механическое преобразование измеряемой физической величины.
3.1.2. Эффекты и чувствительные элементы, используемые
для первичного преобразования
Во многих случаях целесообразно включать перед механо-электрическим измерительным преобразователем механо-механический преобразователь масштаба или вида величин.
При измерениях температур часто используют чувствительный элемент, преобразующий температуру в перемещение (за счет температурного удлинения), измеряемое затем электрически. В качестве примера могут быть названы биметаллические и манометрические температурочувствительные элементы,
Усилия и удлинения могут определяться по их воздействию на частоту механического вибратора (струнный тензометр и струнный измеритель давления). На этом же принципе основано измерение плотности газов (камертонный измеритель плотности). Частота колебаний последнего измеряется электрически.
При измерении расходов газов и жидкостей методом перепада давлений мерой расхода является разность давлений до и после сужающего устройства. Входной физической величиной преобразователя является расход среды, выходной — перепад давлений, который можно измерить любыми методами определения давления.
3.1.2.2. Чувствительные элементы с электрическим выходным сигналом. Пьезоэлектрические чувствительные элементы. Принцип действия пьезоэлектрических чувствительных элементов основан на использовании свойств некоторых кристаллов образовывать на своих гранях электростатические заряды под действием упругих деформаций. Этот так называемый пьезоэффект возникает на кристаллах кварца, турмалина, сегнетовой соли (калийно-натриевая соль винной кислоты), титаната бария и некоторых других веществ. Пьезоэлектрические чувствительные элементы позволяют контролировать быстро протекающие процессы, так как заряды образуются практически безынерционно. Для измерений почти всегда применяют кварц, имеющий низкую температурную чувствительность и обладающий большим модулем упругости (8×1010 Н/м2), позволяющим осуществлять измерения при ничтожно малых перемещениях. Кристаллы кварца представляют собой шестиугольные призмы (рис.8.1) с продольной, называемой оптической, осью z - z, проходящей через ребра призмы; электрической осью х—х и нейтральной, или механической, осью у—у, проходящей через середины противолежащих граней.
Вырезанный из кварцевого кристалла прямоугольный параллелепипед (пластина), грани которого перпендикулярны осям у–у и х–х, обладает пьезоэлектрическими свойствами.
Сила, направленная по оси z—z параллелепипеда, не возбуждает электрических зарядов на его гранях. Под действием растягивающего или сжимающего усилия, направленного вдоль электрической оси x—х, на перпендикулярных этой оси гранях возникают заряды разного знака (так называемый продольный эффект). Этот заряд равен
(3.1)
где Qx — заряд; d — постоянный коэффициент (пьезомодуль); Fx — сила, действующая на поверхность кристалла. Как видно из уравнения (1), Qx не зависит от размеров кристалла кварца. Нагрузки, действующие в направлении механической оси кристалла, вызывают
возникновение заряда:
(3.2)
где lx и ly — размеры кристалла в направлениях осей х и y. При поперечном эффекте Qy зависит от размеров кристалла. Условия прочности не позволяют получить большие заряды за счет увеличения ly и снижения lx, поэтому практически используют лишь продольный пьезоэффект. При температурах выше 5000С пьезоэффект исчезает. Температура 5370С, при которой структура кварца переходит в структуру, не обладающую пьезоэлектрическим эффектом, называется точкой Кюри. Для измерения электрических зарядов, возникающих на гранях кварцевой пластины, последние покрывают металлическим слоем, образуя конденсатор (рис.3.2).
Так как Q = CU, то напряжение на кристалле
, (3)
где С0 - емкость кварца; Сs - неизбежная емкость проводов и подключенных
устройств. Обычно емкость Сs превышает ем кость пьезокристалла С0, что резко снижает полезный эффект. Поэтому Сs искусственно увеличивают параллельным соединением нескольких пластин; выбор их числа позволяет изменять диапа зон измерения. Величина Сs учитывает и емкость кабеля, поэтому подводящие провода поставляют изготовители, а численное значение их емкости учитывают при калибровке. Поскольку каждый измеритель напряжения обладает конечным значением входного сопротивления Ri, то возбужденный на гранях кристалла заряд и соответственно напряжение снижаются по экспоненциальному закону
(3.4)
где (С0 + Сs) - постоянная времени. По истечении времени Т напряжение U уменьшается в 1/е раз, т. е. примерно до 37 % начальной величины U. Это ограничивает возможности использования пьезокристаллов только для контроля кратковременных и быстро изменяющихся процессов.
3.1.2.3. Электродинамические чувствительные элементы. При изменении магнитного потока, пронизывающего обмотку, в последней индуцируется напряжение, пропорциональное числу витков N и изменению магнитного потока dФ/dt. При постоянной плотности потока В и длине проводов обмотки l напряжение пропорционально скорости их взаимного перемещения. Так как имеет значение лишь относительное (по отношению к обмотке) изменение потока, то безразлично, изменяется ли магнитный поток при неподвижной обмотке или, наоборот, обмотка переме щается в постоянном магнитном поле. В зависимости от конструк ции различают преобразователи с вращающейся катушкой или с вращающимся магнитным полем. Выходное напряжение чувствительного элемента с вращающейся катушкой, пропорциональное скорости ее перемещения, может быть преобразовано в величину, пропорциональную ее перемещению или ускорению, путем электрического дифференцирования или интегрирования. Значение индуцируемого напряжения определяется согласно закону магнитной индукции:
, (3.5)
где Ф - магнитный поток; N - число витков обмотки; U - напряжение в обмотке. При постоянном магнитном потоке, направленном перпендикулярно плоскости обмотки, индуцируемое напряжение u = NBυx, где l — длина обмотки.
Электродинамические чувствительные элементы применяют также для генерации импульсов. В этом случае вращающийся зубчатый ротор, набранный из стальных пластин, импульсно модулирующий магнитный поток, устанавливают в воздушном зазоре постоянного магнита. Электродинамический метод применим для измерения не только линейных, но и угловых скоростей. Подобные тахометрические генераторы создают напряжение, пропорциональное частоте вращения ротора. Вследствие трудностей, связанных с необходимостью использования коллектора и износом щеток, часто применяют тахогенераторы переменного напряжения с последующим его выпрямлением.
Термопары. В соответствии с эффектом Зеебека термопара представляет собой два проводника из разнородных металлов или сплавов, два конца которых спаяны или сварены, а два другие свободны. При температуре свободных концов и температуре спая между свободными концами проволок возникает напряжение:
(3.6)
где k - постоянный коэффициент, не зависящий от геометрических размеров и определяемый только материалом обоих проводников. Напряжение, генерируемое при , называется термоэлектродвижущей силой и составляет несколько микровольт. Практическое значение имеют следующие комбинации металлов: железо—константан, медь—константан, нихром—никель, платинородий—платина. При измерении абсолютных температур свободный спай термопары должен находиться при постоянной и известной температуре (для лабораторных измерений применяют заполненный тающим льдом сосуд Дьюара). При непрерывных измерениях применяют термостаты с постоянной температурной уставкой, превышающей максимально возможную температуру окружающей среды, во избежание необходимости охлаждения.
Характеристики термопар
Входная величина: температура.
Выходная величина: напряжение.
Диапазон измерения: для термопар из неблагородных металлов от 200 до 700 0С, для термопар из благородных металлов от 0 до 1500 0С.
Погрешности измерения: ±(2 ¸ 0,5) % конечного значения шкалы.
Фотодиоды. В фотодиодах преобразование светового потока осуществляется за счет фотоэффекта в запирающем слое р—n-перехода. При освещении р—n-перехода на нем возникает напряжение. Для измерений наиболее широко используют селеновый фотоэлемент. При освещении на клеммах фотоэлемента возникает электрическое напряжение U0; одновременно снижается его внутреннее сопротивление Ri. При соединении фотоэлемента с внешним сопротивлением Ra в цепи появляется фототок:
(3.7)
Установлено, что ток короткого замыкания пропорционален освещенности Е, хотя U0 и Ri являются нелинейными функциями. Спектральная характеристика селенового элемента близко совпадает с характеристикой глаза.
3.1.2.4. Пассивные чувствительные элементы. Резистивные чувствительные элементы. Омическое сопротивление проводника, обладающего длиной l, площадью сечения q и удельным сопротивлением материала , определяется по известной формуле R = rl/q. Как видно, изменение сопротивления может быть вызвано изменением удельного сопротивления, длины или площади сечения проводника. Все три возможности используют в конструкциях чувствительных элементов.
Реостатные датчики. Простейшим способом изменения сопротивления резистора за счет изменения длины является перемещение отвода (скользящего контакта). Реостатные датчики (потенциометры) выполняются с продольным или круговым перемещением. При приложении к ползунку усилия или крутящего момента его продольное или угловое перемещение преобразуется в изменение сопротивления и далее в изменение снимаемого с реостата напряжения или протекающего тока. Линейная зависимость между перемещением ползунка и напряжением, снимаемым с датчика при включении его по схеме делителя приложенного напряжения, обеспечивается только при достаточно высокоомных измерителях напряжения.
Поэтому в основном пользуются компенсационными методами намерения. Часто применяют измерительные потенциометры, изменение сопротивления которых связано нелинейной зависимостью с перемещением ползунка. Эти функциональные потенциометры могут иметь квадратичную, синусоидальную или другую, отвечающую специальным требованиям, характеристику. Для обеспечения минимальной обратной реакции необходимые для перемещения ползунка силы или моменты должны быть минимальны, что успешно достигается в прецизионных потенциометрах.
Тензорезисторы. При растяжении или сжатии проводника изменяются его длина, площадь сечения и удельное сопротивление, т. е. из трех величин, определяющих значение сопротивления, ни одна не остается постоянной. Указанные изменения зависят от направления приложенной силы и в пределах упругости пропорциональны ей. В ненагруженном состоянии сопротивление R проводника, имеющего длину l, определяется его сечением q и удельным сопротивлением r:
(3.8)
При растяжении проводника его длина становится равной l·(1 + Dl/l), а сечение q (1 – 2 m Dl/l),), где m - коэффициент Пуассона, определяющий отношение поперечного сжатия к растяжению Dl/l (для большинства металлов m = 0,3). Изменяется также и удельное сопротивление. Если обозначить относительное изменение удельного сопротивления Dr/r через и относительное изменение растяжения Dl/l через e, то сопротивление растянутой проволоки определяется зависимостью
(3.9)
Вводя в это уравнение величину сопротивления нерастянутой проволоки, находим с большей степенью приближения:
(3.10)
Произведя умножение и исключив члены высших степеней малости, получим
(3.11)
откуда относительное изменение сопротивления равно
(3.12)
Таким образом, обозначаемая обычно коэффициентом k крутизна характеристики чувствительного элемента (тензочувствительность) равна
(3.13)
При использовании проволоки из константана влияние изменений объема и проводимости суммируется и коэффициент k становится равным 2. Этот сплав наилучшим образом соответствует требованиям к материалам для изготовления тензорезисторов: температурный коэффициент сопротивления этого сплава мал, а температурный коэффициент удлинения обычно хорошо совпадает с таким же коэффициентом исследуемых материалов. Возникающая при контакте с медью термоэлектродвижущая сила искажает результаты только при измерениях, проводимых на постоянном токе, и при больших перепадах температур. Для обеспечения достаточных для измерения изменений сопротивления чувствительный элемент изготовляют из тонкой проволоки, наклеиваемой в виде петель с параллельными нитями на подложку из пропитанной бумаги или искусственных смол.
Чувствительный элемент можно также изготовить способом фотохимического травления покрытой тонким слоем металла изоляционной пластинки. Такие тензорезисторы называют фольговыми в отличие от проволочных.
В последнее время для изготовления тензочувствительных элементов стали использовать полупроводниковые материалы, в которых под нагрузкой наряду с изменением геометрических размеров значительно изменяется удельное сопротивление, вследствие чего тензочувствительность k достигает 180 и более. Диаметр проволоки выбирают 20—30 мкм, что обеспечивает большое сопротивление и достаточную эластичность, позволяющую проволоке следовать за реформацией испытуемого материала.
Основной причиной возникновения погрешностей является изменение температуры. Изменение сопротивления тензорезистора R зависит от удлинения контролируемого материала и от температурного коэффициента сопротивления материала тензорезистора. Удлинение образца контролируемого материала в свою очередь происходит, во-первых, под действием механической нагрузки, во-вторых, под влиянием температуры. Измерению подлежит первая из названных составляющих. Влияние температурного удлинения исследуемого материала может быть уменьшено путем подбора для изготовления тензорезисторов материала, обладающего близким коэффициентом температурного расширения. Температурная зависимость сопротивления самого тензочувствительного элемента может быть компенсирована с помощью механически ненагружаемых компенсационных тензочувствительных элементов. При использовании тензочувствительных элементов следует иметь в виду, что измеряемые усилия весьма велики - порядка 10 Н.
Недостатки: низкая чувствительность, необходимость больших нагрузок, чувствительность к изменениям влажности и температуры, необходимость тщательного приклеивания к поверхности исследуемого образца.
Элементы Холла и магнитосопротивления. При помещении обтекаемого током твердого тела (пластины) толщиной s носители зарядов, образующие при своем движении электрический ток, отклоняются магнитным полем в направлении, перпендикулярном направлению тока. В результате смещения зарядов в теле образуется поперечно направленное электрическое поле и на боковых продольных поверхностях возникает разность потенциалов — ЭДС Холла Uн (рис.8.3), определяемая зависимостью
(3.14)
где I — сила тока; В — магнитная индукция; s — толщина пластины; RН -коэффициент Холла.
Коэффициент Холла для обычных полупроводниковых материалов равен ~ 200 см3/А·с.
С помощью зонда с элементом Холла, расположенного в магнитном поле, можно преобразовать угловое перемещение в напряжение. Соответствующее профилирование поля позволяет получить линейную зависимость.
Важная область применения элементов Холла — измерение положений подвижных деталей без механического контакта с ними с выдачей напряжения, амплитуда которого не зависит от скорости движения.
Элементы Холла позволяют осуществлять кодированное измерение перемещений, например, при помощи намагниченного, согласно определенному коду, вращающегося ферромагнитного диска, опрашиваемого рядом элементов Холла. Подобное устройство обычно выполняется как датчик поворота (кодирующий диск).
Описанный выше эффект отклонения электронов магнитным полем приводит к возрастанию сопротивления и используется в так называемых магниторезисторах. Последние представляют собой омические сопротивления, чувствительные к магнитному полю, причем при изменении индукции, равном В·с/см2, омическое сопротивление увеличивается более чем в 20 раз. Магниторезисторы можно использовать не только для измерения индуктивности магнитных полей, но и, подобно зондам Холла, в качестве конечных выключателей, бесконтактных преобразователей перемещений.
3.1.2.5. Чувствительные элементы, сопротивление которых изменяется под действием света. Фоторезисторами называют полупроводниковые элементы, изменяющие свою проводимость при изменении освещенности. Темновое сопротивление высокоомных типов фотоэлементов составляет ~108 Ом и уменьшается при освещенности в 100 лк до 105 Ом. Сопротивление низкоомных типов фотосопротивлений изменяется в диапазоне 104—101 Ом. В качестве материалов светочувствительного слоя используют селен, сульфиды цинка, олова, кадмия, германий, кремний, закись меди и др.
Фотодиоды представляют собой полупроводниковые элементы с запирающим слоем (р-n-переходом), работающие в зависимости от схемы включения как фотоэлементы (в вентильном режиме) или как фотосопротивления (в диодном режиме), чаще в последнем. При освещении области р- n-перехода пространственный заряд изменяется. Ток через р-n-переход, созданный приложенным к нему запирающим напряжением, вследствие поступления дополнительных зарядов, увеличивается, что приводит к снижению сопротивления запорного слоя. Пре дельная частота (100 кГц) значительно превышает частоту фотосопротивлений.
Фототранзисторы. Как и у диодов, при поступлении световых квантов на запирающий слой в фототранзисторе высвобождаются носители зарядов. В фототранзисторах фотоэлектрический эффект фотодиода совмещается с эффектом усиления транзистора, что обеспечивает более чем 30-кратное увеличение чувствительности. Однако предельная частота, равная 10…20 кГц, ниже, чем у фотодиодов.
3.1.2.6. Индуктивные чувствительные элементы. Уравнение, определяющее индуктивность обмотки, имеет следующий вид:
(3.15)
где ω — число витков; Rm — магнитное сопротивление.
При Rm = 1/μ·A·L = ω2·μ·A/l, где А — площадь поперечного сечения магнитной цепи; l — ее длина; μ — магнитная проницае мость.
Из этого уравнения следует, что изменения индуктивности L можно достичь изменением длины l (воздушного зазора), поперечного сечения А или магнитной проницаемости μ. Длина и сечение магнитопровода являются геометрическими размерами; магнитная проницаемость может быть изменена, например, путем приложения механических усилий (магнитоупругие чувствительные элементы).
Чувствительные элементы с подвижным якорем. При перемещении железного якоря Fe в катушке Sp перераспределяется число силовых линий, проходящих внутри якоря или по воздуху, что вызывает изменение магнитного сопротивления Rm, а следовательно, индуктивности L. Изменение индуктивности зависит от перемещения якоря s нелинейно. Обычно применяют устройство (рис.8.4), представляющее собой дифференциально включенные системы.
В этом случае при ходе якоря s индуктивность одной катушки увеличивается на +DL, а индуктивность другой уменьшается на равную величину - DL. С помощью, например, мостовой схемы разность изменений индуктивностей L1- L2 = 2DL может быть преобразована в электрическое напряжение. Соответствующее конструктивное исполнение позволяет получить линейную зависимость напряжения от перемещения якоря в пределах до 80 % длины катушки.
В отличие от описанных индуктивных элементов, выходной величиной которых является изменение индуктивности, преобразуемое затем с помощью электрической схемы в напряжение, чувствительные элементы, основанные на дифференциально-трансформаторном принципе, позволяют непосредственно получить в качестве выходной величины напряжение DU (рис.3.5).
Чувствительный элемент состоит из первичной катушки SP1, к которой приложено переменное напряжение ~U, и двух вторичных катушек SP11, в которых при симметричной конструкции и среднем положении якоря индуцируются одинаковые напряжения. Вторичные катушки включены дифференциально, и разность напряжений на выходных клеммах равна нулю. При смещении якоря возникает разность напряжений DU, линейно зависящая от хода якоря. Соответствующее профилирование катушек и якоря позволяет использовать чувствительный элемент этого типа для измерения углов наклона.
Чувствительные элементы с поперечным перемещением якоря. Индуктивный чувствительный элемент с поперечным перемещением якоря (рис.3.6) предназначен для измерения малых перемещений и их изменений. Для достижения возможно большей чувствительности и линейной характеристики чувствительный элемент выполняют в виде сдвоенных катушек с воздушными зазорами. Катушки I и II одинаковы, якорь расположен между двумя магнитопроводами с зазорами s. Наличие двух дифференциально включенных индуктивностей не только обеспечивает удвоенную чувствительность по сравнению с однокатушечной системой и улучшенную линейность характеристики, но и одновременно компенсирует влияние изменений температуры и потоков рассеивания.
3.1.2.7. Емкостные чувствительные элементы. Емкость плоского конденсатора без учета краевого эффекта определяется уравнением
(3.16)
где e0 = 8,8542·10-12 А·с/(В·м) — диэлектрическая постоянная; er — относительная диэлектрическая проницаемость среды, находящейся между пластинами конденсатора; А — площадь пластин; d — расстояние между ними. Емкость конденсатора изменяется при изменении площади пластин, расстояния между ними (зазора) и диэлектрической проницаемости материала.
Чувствительные элементы с изменяющимся зазором. При изменении зазора d между пластинами на величину Dd емкость конденсатора определяется зависимостью
(3.17)
Только при малых относительных изменениях зазора Dd/d зависимость между DC/C и Dd/d практически линейна.
При Dd/d = 0,1 нелинейность составляет 10%, при Dd/d = 0,01 ~ 1 %.Для обеспечения линейности в широком диапазоне при меняют дифференциальный конденсатор с тремя пластинами (рис.3.7). При пере мещении средней пластины на расстояние Dd, при соответствую щей схеме включения (мостовой схеме), изменение емкости равно
(3.18)
Подобно индуктивному чувствительному элементу с поперечным перемещением якоря и сдвоенными обмотками дифференциальный принцип и в этом случае наряду с удвоением чувствительности обеспечивает расширение линейного диапазона. При Dd/d = 0,1 нелинейность характеристики такого конденсатора составляет 1 %.
Чувствительный элемент с изменяющейся площадью пластин
В уравнении емкости конденсатора величина А представляет собой площадь взаимного перекрытия пластин. Смещением обеих пластин относительно друг друга на величину s можно изменить площадь их перекрытия, причем для пластин прямоугольной формы зависимость А = bs линейна (рис.8). Поскольку величина А находится в числителе уравнения емкости конденсатора С, то С линейно зависит от s. Использование пластин различной формы позволяет получить квадратичные, логарифмические и т. п. зависимости. Конденсатор переменной емкости, состоящий из круглых поворотных пластин, применим для измерения угла поворота.
Чувствительные элементы с изменяемой диэлектрической проницаемостью зазора. Емкостные чувствительные элементы, основанные на измерении изменения величины e, применяют главным образом для определения со става веществ (при полном заполнении зазора контролируемой средой) и для измерения уровня при изменяющемся заполнении зазора. Уровень можно изменять как вдоль, так и поперек пла стин. При контроле состава твердых веществ (например, песка, пыли, гравия и т. п.), а также жидкостей (паров, газов или влаж ных материалов) их можно помещать внутри плоского или ци линдрического конденсатора. Для полностью заполненного изме рительного конденсатора существует пропорциональная зависи мость:
(3.19)
Так как, например, вода по сравнению с воздухом обладает значительно большей диэлектрической проницаемостью, то с по мощью указанной зависимости можно определять влагосодержание различных изоляционных материалов. При сравнительных измерениях важно, чтобы диэлектрические проницаемости ис следуемых материалов различались незначительно. Существен ное различие диэлектрических проницаемостей воздуха и многих жидких и твердых материалов, прежде всего воды, позволяет измерять емкостным методом положение уровня и состояние за полнения сосудов, а также толщину льда. В этом случае рас сматривают две параллельно соединенные емкости, причем, так как er1 = 1, то
(3.20)
При практическом использовании данного метода в контро лируемый резервуар погружают два цилиндрических или плоских измерительных электрода и определяют емкость между ними, по значению которой при известном eT контролируемой среды рас считывают высоту уровня заполнения. Обычно шкала показы вающего прибора градуируется в единицах уровня. Метод безынерционен, так как емкость изменяется одновременно с изменением уровня заполнения h2.
При измерении толщины слоев электроизоляционных мате риалов (пленок, тканей, толщины лаковых покрытий и т. п.) исследуемый материал пропускают в зазоре между измеритель ными обкладками конденсатора. Достоинством этого метода яв ляется его бесконтактность, Метод позволяет определять содержание воздуха в пенопластах и подобных им материалах при из вестных размерах образцов и величинах диэлектрической проницаемости самого материала.
3.1.2.8. Измерительные преобразователи с электронным цифровым выходным сигналом. Одним из требований, предъявляемых к современным измери тельным преобразователям, является наличие цифрового выход ного сигнала, что позволяет непосредственно вводить результат измерения на ЭВМ. При аналоговом измерении величин выходной сигнал измерительного преобразователя преобразовывается ана лого-цифровым. В цифровых измерительных системах аналого-цифровой преобразователь одновременно является измерительным преобразователем. В настоящее время число практически реализованных цифровых преобразователей очень ограничено. Имеются преобразователи линейных и угловых величин, выполненные в виде кодированных линеек и кодированных дисков, а также цифровые струнные измерители растяжений, используемые в весоизмерительных установках.
3.1.2.9. Перспективные принципы функционирования датчиков физических величин. В развитых странах постоянно осуществляется поиск новых видов измерительной техники, расширяется круг используемых материалов и технологий. В последнее время в развитии измерительной техники сформировалась тенденция, направленная на использование микроэлектронной технологии и полупроводниковых датчиков. Микроэлектронная технология позволяет вносить радикальные улучшения во все типы датчиковой аппаратуры. Это приводит к тому, что дальнейшее развитие получают и традиционные принципы функционирования датчиков, существенно улучшаются их метрологические и эксплуатационные характеристики (надежность, габариты и масса). Совершенствование датчиков, функционирующих на базе пьезорезистивного, пьезоэлектрического, емкостного и др. эффектов стало возможным вследствие использования нового технологического направления, называемого микромеханикой.
Большое внимание специалистов в настоящее время привлекает пьезорезистивный эффект в поликремниевых пленках, на основе которого можно создать высокотемпературные датчики. Благодаря большому исходному сопротивлению и отсутствию «p-n» перехода датчики с использованием поликремниевых пленок работоспособны до температур +250°С.
3.2. Метрологическое обеспечение функционирования систем
контроля состояния воздушных судов (погрешности измерений параметров)
3.2.1. Погрешности отображения (преобразования)
физической величины
Функциональную зависимость между поступающей на вход чувствительного элемента физической величиной и выдаваемым им сигналом называют его статической характеристикой. Чувствительный элемент, характеристика которого представляет собой прямую линию, называют линейным чувствительным элементом. Для такого элемента математическая зависимость между входной величиной E и выходной величиной А описывается уравнением А= А0 + KE. Для большинства чувствительных элементов А0 = 0, т. е. выходной сигнал А пропорционален входному сигналу E, и уравнение имеет вид А = К · E. Постоянный множитель К называют ко эффициентом передачи, чувствительно стью или крутизной характеристики чувствительного элемента. Если ха рактеристика отличается от линей ной, то чувствительный элемент назы вают нелинейным. Такой элемент об ладает в разных точках диапазона из мерения разной чувствительностью (или крутизной характеристики S).
Ожидаемая зависимость между поступающей на вход чувствительного элемента величиной и величиной, выдаваемой им на выходе, называется номинальной характеристикой. Истинная характеристика, определяемая в процессе измерений, в большей или меньшей степени отличается от номинальной. Это расхождение является систематической погрешностью измерения.
Абсолютные погрешности находят по разности истинной и номинальной характеристик чувствительного элемента. Абсолютная погрешность чувствительных элементов, обладающих линейной номинальной характеристикой, называется погрешностью нелинейности (отклонением от линейности). Часто наблюдают необратимые изменения свойств чувствительного элемента, также обусловливающие возникновение погрешностей измерения. Такие изменения могут быть вызваны, например, старением, структурными изменениями, термической или механической перегрузкой, а также химическими превращениями. Это следует учитывать при выборе вида чувствительного элемента, особенно высокочувствительного. В отдельных случаях необходимо прибегать к иному способу измерения, обеспечивающему лучшую воспроизводимость результатов. Трение, упругое последействие пружин, гистерезис магнитных материалов, наличие люфтов могут вызвать обратимые изменения свойств чувствительного элемента. Такие изменения часто можно учесть в процессе измерения или хотя бы оценить их влияние. При расхождении ветвей характеристики, полученных при возрастании и убывании измеряемой величины, имеет место гистерезис чувствительного элемента.
Медленное изменение выходного сигнала при постоянном значении поступающей на вход чувствительного элемента измеряемой физической величины называется дрейфом. Дрейф может быть вызван внешними помехами, например, изменением температуры или старением чувствительного элемента. Погрешности, вызываемые влиянием различных физических величин, должны быть исключены либо конструктивным путем (например, исключением поперечных усилий в силоизмерительных устройствах), либо компенсацией действия влияющих физических величин (в чувствительных элементах, выходной сигнал которых зависит не только от измеряемой величины, но и от других влияющих величин). Например, на тензорезисторный измеритель силы, чувствительный к колебаниям температуры, влияет также влажность окружающей среды.
3.2.2. Современный подход к определению погрешностей
информационно-измерительных систем
В соответствии с традиционным подходом каждый влияющий на точность каналов информационно-измерительных систем фактор, учитывается своей элементарной погрешностью. Так, основная погрешность учитывает только внутреннюю нестационарность параметров информационно-измерительной системы, проявляющуюся в чистом виде только в статическом режиме измерений при нормальных условиях эксплуатации.
Дополнительные погрешности учитывают влияние каждого внешнего фактора отдельно в статическом режиме. Для многозвенных измерительных каналов характеристики основной и дополнительных погрешностей находят суммированием характеристик одноименных погрешностей /9, 10/. Оно осуществляется с учетом весовых коэффициентов статических погрешностей звеньев в погрешности измерительного канала для трех типовых его структур: последовательной, параллельной и замкнутой /8, 11/.
Динамическая погрешность отражает влияние инерционности измерительного канала в установившемся динамическом режиме /8, 9, 10/. Для её определения по полным динамическим характеристикам звеньев находят характеристики информационных каналов, по которым затем на основании выбранных моделей измеряемых параметров рассчитываются характеристики динамической погрешности /8, 11/.
Если измерительный канал работает в установившемся режиме при рабочих условиях эксплуатации, то погрешность канала находят суммированием одноименных характеристик основных, дополнительных и динамических погрешностей /8, 11/.
Методические погрешности каналов в информационно-измерительных системах оцениваются отдельно и суммируются с инструментальными погрешностями /12/.
При метрологических испытаниях и поверке средств измерений находят основные погрешности и динамические характеристики каналов.
Опыт использования традиционного подхода к определению точности функционирования каналов информационно-измерительных систем в процессе испытаний авиационной техники позволил выявить недостатки этого подхода /7/. Выяснилось, что элементарные погрешности не учитывают всех особенностей информационных процессов, происходящих в измерительных системах в реальных условиях эксплуатации и, в частности, в переходных режимах.
Характеристики элементарных погрешностей определяются разным методами, с использованием различных математических моделей, описывающих их появление. Так, характеристики основной погрешности измерительного канала находятся экспериментально, дополнительных погрешностей – расчетно-экспериментальными методами в виде разности между характеристиками статических погрешностей в рабочих и нормальных условиях эксплуатации. Характеристики динамической погрешности определяются расчетным путем по динамическим характеристикам и выбранной математической модели измеряемого сигнала.
В результате установить зависимость между основной, дополнительными и динамической погрешностями невозможно и учесть эту зависимость при суммировании элементарных погрешностей не удается.
При экспериментальном определении характеристик погрешностей путем использования специальных образцовых сигналов выделить элементарные погрешности также не представляется возможным /7/.
Методов и образцовых средств измерений для поверки информационных каналов с использованием адекватных реальным случайных сигналов в настоящее время не существует /13,14/.
По перечисленным выше причинам в процессе летных испытаний авиационной техники приблизительно в 20 % случаев точность информационно-измерительных систем была ниже требуемой, в 30 % - диапазоны измерений не соответствовали диапазонам изменений параметров, в 30 % - условия применения информационно-измерительных систем не соответствовали рабочим условиям их эксплуатации и в 60 % - динамические характеристики средств измерения уступали требуемым /15/.
Одним из путей решения проблемы достоверного определения погрешностей информационно-измерительных систем может рассматриваться комплексный подход, включающий в себя следующие основные принципы /7, 13, 14/:
- статическая погрешность рассматривается как частный случай динамической погрешности, когда изменением измеряемого сигнала x(t) во времени можно пренебречь и считать скорость dx(t)/dt равной нулю (dx(t)/dt = 0), а значение x(t) = x – const;
- погрешность в нормальных условиях измерения рассматривается как частный случай погрешности в рабочих условиях, когда влиянием внешних возмущающих факторов можно пренебречь;
- установившаяся погрешность рассматривается как частный случай переходной погрешности, когда переходными процессами можно пренебречь и считать режим и условия измерения установившимися /14, 16/;
- погрешность каждого измерительного преобразователя (включая датчики – первичные измерительные преобразователи) в составе измерительного канала рассматривается как частный случай погрешности канала при условной замене остальных преобразователей идеальными. Погрешность любой подсистемы информационно-измерительной системы рассматривается как частный случай погрешности системы в целом при отсутствии погрешностей у остальных подсистем;
- методическая погрешность измерения рассматривается как частный случай инструментальной погрешности средства измерения, реализующего заданный алгоритм при равенстве параметров этого средства номинальным значениям /14, 20/;
- погрешность измерения в любой момент времени t рассматривается как неопределенность измерительного сигнала x(t), оставшаяся после измерения. Эта неопределенность описывается апостериорными плотностями вероятности, из которых характеристики систематической и случайной погрешностей находятся как частные случаи /14, 21/.
Изложенный комплексный подход к определению погрешностей отличается от традиционного поэлементного следующими особенностями:
- определяется сразу результирующая погрешность, а не её элементарные составляющие и характеристики;
- элементарные погрешности, возникающие из-за изменений условий измерений, а также инструментальная погрешность не используются, поскольку их невозможно выделить экспериментально;
- введены понятия переходной и установившихся погрешностей режимов и условий измерений;
- понятие методической погрешности распространено на средство, реализующее метод и алгоритм измерения, оно включает погрешность метода измерения /22/;
- упразднено субъективное деление погрешностей на систематические и случайные.
Указанные отличия обеспечивают следующие преимущества комплексного подхода перед поэлементным подходом:
- отказ от суммирования элементарных погрешностей, которое невозможно выполнить корректно;
- упрощение процесса экспериментального определения характеристик погрешностей;
- возможность более полного учета многообразия и особенностей измерений на объектах авиационной техники за счет расширенного толкования понятия методической погрешности, а также введения и использования понятия переходных погрешностей;
- возможность более достоверного оценивания точностных возможностей измерений благодаря расширенному толкованию понятия методической погрешности;
- возможность с единой вероятностной позиции описать трансформацию характеристик погрешностей измерений, повысить объективность их оценивания, что хорошо согласуется с получившей международное признание концепцией неопределенности измерений /23/.
Комплексный подход к оцениванию погрешностей информационно-измерительных систем был реализован в ходе летных испытаний системы катапультирования и стендовых испытаний авиационных газотурбинных двигателей /13, 14/.
ЛИТЕРАТУРА
1. Петухов Г.В., Михайлов В.В. Устройство, принцип функционирования и дешифровки средств сбора полетной информации. – Л.: ОЛАГА, 1983. – 76 с.
2. Н.А. Ратникова. Методы и средства контроля авиационной техники по состоянию на основе вероятностно-гарантирующего подхода. – М.: Издательство МАИ, 2004. – 184 с.
3. В.В. Михайлов, Т.Ф. Михайлова, Г.А. Филатов. Методы расшифровки полетной информации. – Л.: ОЛАГА, 1987. – 86 с.
4. Е.Н. Голубенков. Средства сбора и обработки полетной информации и методы её использования в гражданской авиации. – Воздушный транспорт. Обзорная информация: ГОСНИИ ГА, Центр НТИ ГА, Москва, 1988. – 43 с.
8. Знаменская А.М., Лимар П.С., Шведов В.П. Информационно-измерительные системы для летных испытаний самолетов и вертолетов. – М.: Машиностроение, 1984. – 152 с.
9. ГСИ. Нормирование и использование метрологических характеристик средств измерений: Нормативно-технические документы (ГОСТ 8.009-84, Методический материал по применению ГОСТ 8.009-84; РД 50-453-84). – М.: изд-во стандартов, 1985. – 152 с.
10. РТМ-922 АТ. Методика оценки погрешностей измерений при исследовании летательных аппаратов. Измерение средних установившихся параметров. – ЛИИ, 1970. – 59 с.
11. Старовойтов Ю.Н. Расчет характеристик информационно-измерительных систем для испытаний ЛА. – М.: МАИ, 1983. – 52 с.
12. Макс Ж. Методы и техника обработки сигналов при физических измерениях: В 2-х томах. – М.: Мир, 1983. т. 1 – 312 с., т. 2 – 256 с.
13. Заико А.И. О необходимости общего подхода к определению погрешностей ИС и системного подхода к нахождению их характеристик. – Приборы и системы управления, 1975, № 11, с. 19-22.
14. Заико А.И. Точность аналоговых линейных измерительных каналов ИИС. – М.: Изд-во стандартов, 1987. – 136 с.
15. Баранов Л.А., Хромов В.И. Основные задачи и пути развития информационно-измерительных систем для летных испытаний авиационной техники. – Материалы докладов отраслевой конференции по информационно-измерительным системам (ИИС-87). – ЛИИ, 1988, с. 4-16.
16. Заико А.И. Общий подход к определению погрешностей измерительных систем в установившихся и переходных режимах. - Измерительная техника, 1979, № 9, с. 21-24.
17. Заико А.И. Динамическая погрешность одноканальной многозвенной измерительной системы. - Известия вузов, сер. «Приборостроение», 1979, № 5, с. 8-12.
18. Заико А.И. Динамическая погрешность многоканальной измерительной системы. - Известия вузов, сер. «Приборостроение», 1979, № 5, с. 8-12. (?)
20. Заико А.И. О методических и инструментальных погрешностях измерительных систем. - Измерительная техника, 1992, № 4, с. 5-6.
21. Куликовский Л.Ф., Заико А.И. Информационная оценка ИИС в динамическом режиме. - Измерительная техника, 1974, № 6, с. 53-55.
22. РМГ 29-99 ГСИ. Метрология. Основные термины и определения. – Введ. 01.01.2001. – М.: Издательство стандартов, 2000. – 46 с.
23. Руководство по выражению неопределенности измерения. Пер с англ. – СПб.: ВНИИМ им. Д.И. Менделеева, 1999. – 128 с.
24. МУ 97-84. Методы, алгоритмы и программы определения погрешности результатов испытаний ГТД. Общие требования: Методические указания. – 1984. – 43 с.
+1
-1 +1
-1
EMBED Equation.DSMT4
EMBED Equation.DSMT4 EMBED Equation.DSMT4
EMBED Equation.DSMT4 EMBED Equation.DSMT4 MACROBUTTON MTPlaceRef \* MERGEFORMAT (.)
+1
-1 +1
-1
+1
-1 +1
-1
|
Рис.3.1. Схема кварцевого кристалла (0 – оптическая ось; x – электрическая ось) |
|
Рис.3.2. Чувствительный элемент с кварцевыми пластинами |
0
=
=
+
U
Q
C
dE
C
C
s
|
S |
|
Рис.8.3 – Схема для пояснения эффекта Холла
|
|
Рис.3.4. Схема индуктивного датчика с перемещающимся якорем для измерения усилий |
Рис.3.7
.
Схема дифференциального
конденсатор
а
(
средняя пластина может
перемещаться в поперечном
направлении
)
Рис.3.6
.
Схема
и
ндуктивного
датчик
а
с
поперечным (относительно
поля) перемещением якоря
Рис.3
.8
Схема
п
лоского
конденсатор
а
с изменяющимся
перекрытием пластин
Датчик
.
.
.
Измеряемый параметр
Физические факторы