Анализ методов измерения расхода топлива

Размещено на http://www.allbest.ru/

• Оглавление
• Введение
• Глава 1. Анализ методов измерения расхода топлива
• 1.1 Система регулирования соотношения компонентов топлива
• 1.2 Канал регулирования соотношения компонентов топлива
• 1.3 Канал регулирования суммарного расхода
• 1.4 Система управления расходованием топлива
• 1.5 Анализ недостатков существующих систем измерения расхода топлива
• Глава 2. Метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива
• 2.1 Метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива
• 2.2 Функциональная схема, её описание
• 2.3 Разработка схемы электрической принципиальной, её описание
• 2.4 Расчет усилителей
• 2.5 Чувствительный элемент (тахометрический датчик), его расчет
• 2.6 Выбор среды разработки математической модели ДР. Обоснование выбора
• Глава 3. Экспериментальные исследования датчика СИРТ
• 3.1 Экспериментальные исследования математической модели ДР
• Заключение
• Список принятых сокращений
• Список использованных источников

Введение

Проблема точного измерения уровней компонентов топлива на борту жидкостных ракет впервые выявилась в начале 1950-х годов в связи с созданием С.П. Королевым первой межконтинентальной ракеты Р-7. На этой двухступенчатой составной ракете возникла необходимость синхронизации опорожнения баков с жидкими компонентами топлива. [1]

Важной задачей современной космонавтики является точное измерение количества топлива, расходуемого двигателями транспортного пилотируемого корабля (ТПК). Высокоточное измерение окислителя и горючего, например, в космических кораблях «Союз», имеет огромную значимость. Количество заправляемого топлива определяется перед запуском ТПК исходя из расчетов. Компоненты топлива расходуются двигателями коррекции и ориентации космического корабля при динамических операциях до стыковки с Международной космической станцией (МКС), при штатном спуске, при аварийном спуске в случае возникновения нештатных ситуаций. Расчетные значения количества топлива гарантируют безопасность экипажа корабля при любых обстоятельствах.

В период с 1980 г. по настоящее время в процессе подготовки на КИС, техническом комплексе (ТК) и при летных испытаниях (ЛИ) кораблей было выявлено большое количество несоответствий по СИРТ: всего - 42 (из них 13 при ЛИ), в том числе, 5 несоответствий за последние два года. Основными причинами несоответствий являются:

- отказы датчиков расхода магистралей ДПО, выявляемые в ходе испытаний кораблей на КИС, ТК;

- сбои, отказы прибора «ЭФИР», возникающие при наземных испытаниях (НИ).

Проведенные в период с 2007 по 2010 гг. работы, направленные на повышение надежности СИРТ за счет доработки имеющихся датчиков расхода не дали существенных положительных результатов.

Опыт эксплуатации СИРТ показал, что датчики расхода перестают функционировать при проведении испытаний космического корабля на заводе-изготовителе. Причем установлено, что нарушение функционирования ДР вызвано механическими воздействиями на трубопровод, куда вмонтирован ДР. Отказавшие ДР по решению главного конструктора снимаются с контроля с соответствующей корректировкой полетной документации. Это, в свою очередь, приводит к увеличению гарантийного запаса топлива из-за снижения точности измерения расхода. В невесомости в процессе ЛИ космического корабля в основном все отказавшие датчики расхода, снятые главным конструктором с контроля, восстанавливают свою работоспособность по причине снятия с трубопроводов механических нагружений. Это привело к необходимости поиска другого более устойчивого к механическим нагружениям метода преобразования сигнала с датчика расхода.

В работе рассматривается метод фазовой модуляции полезного сигнала датчика системы расхода топлива. Принцип действия датчика основывается на измерении изменения комплексного сопротивления мостовой схемы при внесении потерь в магнитный чувствительный элемент металлическим шариком, который вращается в полости магистрали подачи топлива. Датчик расхода топлива, основанный на методе амплитудной модуляции полезного сигнала, создает трудности в точном определении количества топлива, т.к. могут возникать нарушения работы датчика из-за воздействия механических нагружений на чувствительный элемент. Устранение указанных недостатков может быть достигнуто за счет разработки метода измерения комплексного сопротивления мостовой схемы датчика расхода топлива, который исключает воздействие механических нагружений на чувствительный элемент и, как следствие, повышает точность измерения расхода топлива. Разрабатывается математическая модель датчика расхода топлива. Проводятся экспериментальные исследования указанной математической модели.

Целью работы является снижение гарантийных запасов топлива путем повышения точности измерения расхода.

Объектом исследования являются системы измерения расхода топлива.

Предметом исследования являются методы измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы.

Новизна данного исследования заключается в разработке нового метода измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы, основанного на измерении фазы несущей частоты фазомодулированного разностного сигнала. Данный метод позволит осуществлять измерения малых расходов топлива двигательными установками ТПК "Союз" и, в результате, позволит снизить гарантийные запасы топлива путем сверхточного измерения расхода. Это обеспечит выведение большего количества полезного груза на орбиту. Новизна подтверждается отсутствием подобных датчиков, способных осуществлять измерения столь малых расходов топлива (0,004-0,18 л/с), и подачей заявки на предполагаемое изобретение. [2]

Для достижения поставленной в работе цели необходимо решить следующие основные задачи:

1. Разработать метод измерения комплексного сопротивления мостовой схемы датчика расхода топлива.

2. Разработать математическую модель датчика расхода топлива.

3. Провести расчетные и экспериментальные исследования с целью экспериментального подтверждения разработанных метода и математической модели.

Работа состоит из введения, трех глав с выводами, заключения, списка принятых сокращений и списка литературы.

В первой главе выполнено исследование существующих методов измерения расхода топлива, исследованы проблемы, возникающие при определении точного количества топлива.

Во второй главе разработан метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива, основанный на измерении фазы несущей частоты полезного сигнала.

В третьей главе представлена математическая модель, в основу обеспечения которой положен разработанный метод.

Глава 1. Анализ методов измерения расхода топлива

С целью исследования характеристик систем определения количества топлива был проанализирован широкий класс данных систем. Целью всех существующих систем, связанных с определением количества топлива, является снижение его гарантийных запасов. Меньшее количество топлива в баках позволяет вывести на орбиту больше полезных грузов. Были проанализированы ТПК "Союз" с двигательной установкой, состоящей из 28 ДПО и одного СКД и ТГК "Прогресс" с двигательной установкой, состоящей из 27 ДПО и одного СКД; ракета-носитель "Союз-ФГ": блок Б, В, Г, Д первой ступени с маршевым двигателем РД-107А, блок А второй ступени с маршевым двигателем РД-108А и блок И третьей ступени с маршевым двигателем РД-0110. [3, 4, 5]

Перейдём к анализу конкретных систем для выявления их недостатков.

1.1 Система регулирования соотношения компонентов топлива

Система регулирования соотношения компонентов предназначена для автоматического поддержания заданного соотношения массовых расходов компонентов топлива.

Для реализации алгоритма используются:

- датчики объемного расхода жидкого кислорода и жидкого водорода;

- датчик температуры жидкого кислорода;

- дроссельное устройство;

- исполнительный механизм - привод дросселя;

Сигналы с датчиков расхода и температуры компонентов поступают в соответствующие преобразователи, где преобразуются в вид, требуемый для использования в счетно-решающей части системы.

В счетно-решающей части реализуется алгоритм вычисления управляющей команды, подаваемой на привод, который перемещает регулирующий орган системы - дроссель. Перемещение дросселя вызывает изменение расхода жидкого кислорода и, следовательно, изменение соотношения расходов компонентов.

Перед каждым включением системы РСК привод дросселя устанавливается в положение, соответствующее номинальному режиму двигателя. Рабочая скорость привода - 12,05 град/с, что достигается подачей на привод 200 имп/с. Цикл работы РСК (расчет и исполнение управляющей команды) должен быть равен 0,5 с. Величина цикла уточняется в соответствии с величиной такта бортового компьютера. Предварительно производится проверка на достоверность информации с датчиков, полученной после преобразования.

По информации с датчиков рассчитывается отклонение соотношения расходов компонентов.

Ввиду значительного влияния работы системы РСК на коэффициент соотношения расходов в алгоритме учитывается информация о режиме работы двигателя (приращение угла поворота вала привода РТ (), среднее за цикл РСК).

Управляющая команда Uна привод представляется в виде количества импульсов, которые нужно подать на привод для отработки Км.

Направление движения привода определяется знаком Км. Положительному значению Км соответствует движение вала привода в отрицательном направлении и наоборот. (Отрицательное направление вращения вызывает уменьшение Км. Отрицательное вращение - по часовой стрелке, если смотреть со стороны выходного вала привода).

1.2 Канал регулирования соотношения компонентов топлива

Соотношение массовых расходов может быть выражено через соотношение объемных расходов и соотношение плотностей компонентов следующим образом:

где Км - соотношение массовых расходов компонентов,

- массовый расход окислителя,

- массовый расход горючего,

- объемный расход окислителя,

- объемный расход горючего,

_о - плотность окислителя,

_г - плотность горючего.

Зависимость плотности окислителя (горючего) от его температуры в рабочем диапазоне с достаточно высокой точностью определяется линейным соотношением:

где - текущее значение плотности окислителя (горючего) при текущем значении температуры окислителя (горючего),

- номинальная плотность окислителя (горючего),

- относительный температурный коэффициент плотности окислителя (горючего).

С учетом (1.2.2) выражение (1.2.1) запишется в виде:



Соотношение (1.2.3) является основным выражением, определяющим принцип регулирования соотношения массовых расходов компонентов топлива через двигатель, реализуемый в системе СУМД.

Объемные расходы компонентов топлива измеряются датчиками расхода ДРО и ДРГ турбинного типа с частотным выходом. Выходной сигнал датчика имеет вид напряжения переменного тока с определенной частотой.

Сигналы датчиков расхода в цифровом виде, преобразованные преобразователями, поступают в вычислительное устройство.

Температуры компонентов топлива измеряются датчиками ДТО, ДТГ температуры, представляющими собой терморезисторы.

Сигналы датчиков преобразуются в цифровую форму аналого-цифровыми преобразователями АЦП.

Вычислительное устройство ВУ РСК формирует управляющую команду регулирования соотношения расходов в цифровом виде. Смена режима регулирования соотношения расходов проводится по команде КП. Вычисление команд регулирования производится циклически, с интервалом не более 0,44 с.

Включение регулирования соотношения расходов (выдача управляющих команд на привод дросселя) производится системой СУМД через (20,5) с после поступления команды запуска двигателя, выключение - одновременно со снятием этой команды.

Отработка вычисленной команды выполняется устройством отработки УО РСК, которое формирует управляющую команду "Открытие" на привод дросселя ПД и команду "Закрытие".

При перемещении вала привода дросселя устройством обратной связи привода формируются импульсы обратной связи (О.С.), поступающие в устройство отработки. Количество импульсов пропорционально углу поворота вала. Когда количество импульсов становится равным величине вычисленной команды (с точностью до зоны нечувствительности), отработка прекращается.

Привод дросселя поворачивает вал дросселя Др соотношения расходов, установленного в магистрали горючего, изменяя тем самым соотношение расходов компонентов в нужную сторону.

Таким образом, канал регулирования соотношения расходов компонентов топлива представляет собой замкнутую линейную конкретную систему автоматического регулирования, использующую измерение объемных расходов компонентов датчиками с частотным методом, аналоговое измерение температур компонентов, цифровое вычисление отклонения соотношения расходов от заданного и пропорциональную отработку вычисленной команды регулирования с использованием шаговой обратной связи.

Отличие принципа действия канала от принципа действия системы регулирования соотношения массовых расходов компонентов топлива состоит в способе формирования и отработки управляющей команды. В системе регулирования определяется лишь знак отклонения соотношения расходов от заданного, без вычисления величины отклонения. В соответствии с этим регулятор является релейным, установившийся режим системы регулирования представляет собой автоколебания. Линейная система обеспечивает более высокую точность поддержания мгновенного значения соотношения расходов и больший ресурс аппаратуры системы.

1.3 Канал регулирования суммарного расхода

В канале используются те же преобразованные сигналы датчиков расходов и температур, которые используются в канале регулирования соотношения компонентов.

Управляющая команда "Форсирование" или "Дросселирование" выдается устройством отработки УО РСР канала в виде временного интервала, длительность которого пропорциональна величине отклонения суммарного расхода. Применение временной отработки обусловлено отсутствием в регуляторе суммарного расхода устройства обратной связи.

Управляющая команда регулирования выдается циклически, с интервалом не более 0,44 с.

Включение регулирования суммарного расхода (выдача управляющих команд на регулятор расхода) производится системой СУМД через (20,5) с после поступления команды запуска двигателя, выключение - одновременно со снятием этой команды.

Регулятор суммарного расхода изменяет подачу горючего в газогенератор, меняя тем самым подачу газа на турбину турбонасосного агрегата, приводящую в движение насосы окислителя и горючего.

Таким образом, канал регулирования суммарного расхода компонентов топлива через двигатель представляет собой замкнутую линейную дискретную систему автоматического регулирования, использующую измерение объемных расходов компонентов датчиками с частотным выходом, аналоговое измерение температур компонентов, цифровое вычисление отклонения суммарного расхода от номинального и пропорциональную временную отработку вычисленной команды.

1.4 Система управления расходованием топлива

На ракете Р7 в начале 1950-х годов возникла необходимость синхронизации опорожнения баков с жидкими компонентами топлива. Применительно к одной паре цилиндрических баков эта задача сводилась к минимизации разности относительных высот уровней h = h^О/h^O_Н h^Г/h^Г_Н , где индексы «о» и «г» означают окислитель и горючее, индекс «н» означает начальное значение уровней компонентов. Для нецилиндрических баков минимизируется разность относительных объемов. Величины h^О и h^Г измеряются в полете датчиками системы синхронизации (управления) расходования топлива; величины h^O_Н и h^Г_Н устанавливаются на стартовой позиции.

Назначение системы СУРТ аналогично назначению системы СИРТ - это снижение гарантийных запасов топлива, а значит - повышения эффективности ракеты или космического корабля.

В настоящее время в системе СУРТ применяются несколько различных методов и способов измерения уровней. Все они основываются на существовании скачка в значениях того или иного свойства на границе раздела жидкости и газа.

Поплавковые датчики специального исполнения с набором шариковых поплавков и с индуктивным съемом сигнала показали удовлетворительную для СУРТ точность и нашли применение на ряде РН.

Датчики других из перечисленных групп имеют существенно большие погрешности и не нашли применения в современных СУРТ. [1, 6]

Рассмотрим дискретный датчик (ДД) СУРТ емкостного типа разработки РКК «Энергия» для применения в составе РН «Энергия».

На рис. 1 представлена функциональная схема устройства измерения комплексного сопротивления мостовой схемы с тесной индуктивной связью, где:

1. Генератор постоянной частоты

2. Мостовая схема

3. Регулируемый усилитель

4. Элемент дисбаланса

5. Усилитель

6. Фильтр

7. Первый амплитудный компаратор

8. Фазочувствительный фиксатор

9. Фазосдвигающее устройство

10. Второй амплитудный компаратор

11. Блок датчиков уровня (БДУ)

12. Трансформатор

Рисунок 1

Уровнемер системы управления расходованием топлива (УСУРТ) изделий ракетно-космической техники построено следующим образом. Параллельно соединенные емкостные дискретные датчики включены в сравниваемые плечи мостовой схемы с тесной индуктивной связью. Причем четные дискретные датчики включены в одно сравниваемое плечо мостовой схемы, а нечетные включены в другое сравниваемое плечо. При работе двигателей изделия ракетно-космической техники уровень жидкости в топливных баках последовательно проходит нечетный, четный, нечетный и т.д. дискретный датчик. Следовательно, комплексные сопротивления в сравниваемых плечах мостовой схемы изменяются за счет уменьшения электрической емкости, которая вносится диэлектрической проницаемостью ? неэлектропроводной жидкости для каждого опорожняемого дискретного датчика. Комплексные сопротивления сравниваемых плеч изменяются в заданных пределах и попеременно переводят мостовую схему из одного неравновесного состояния в другое неравновесное состояние, переходя каждый раз состояние равновесия моста.

Таким образом, выходным сигналом уровнемера системы управления расходом топлива является сигнал фиксации состояния равновесия мостовой схемы. Путем подключения параллельно одному из плечевых комплексных сопротивлений мостовой схемы дополнительного комплексного сопротивления эталонной величины задается эталонное значение измеряемого параметра и по отношению к сигналу генератора постоянной частоты производится сдвиг по фазе на 90^° сигналов, сформированных в плечах мостовой схемы. Сдвиг по фазе на 90^° производится для обеспечения устойчивого сравнения фазы сигнала разности с фазой сигнала генератора постоянной частоты. Сравнение фаз осуществляется на несущей частоте генератора постоянной частоты. Следовательно, параметры, характеризующие сравнение фазы сигнала разности с фазой сигнала постоянной частоты, обеспечивают максимальное быстродействие измерения комплексных сопротивлений мостовой схемы.

Для увеличения динамической точности работы уровнемера системы управления расходом топлива время фиксации должно быть минимальным, поэтому фиксация сдвига фазы на 180^° сигнала разности осуществляется с частотой генератора. Таким образом, временная задержка фиксации равенства плечевых сопротивлений соизмерима с длительностью периода частоты генератора. Отсюда следует, что повышение точности измерения уровнемера системы управления расходованием топлива как системы динамической обеспечивается благодаря параметрам, характеризующим фиксацию момента уравновешенного состояния моста в момент сдвига измеренной фазы сигнала разности на 180^°.

Данное устройство характеризуется подключением в мостовой схеме параллельно цепи дискретных датчиков последовательно соединенных регулируемого усилителя и элемента дисбаланса мостовой схемы, которые обладают характеристикой идентичной плечевым сопротивлениям для задания эталонной величины измеряемого параметра. По отношению к сигналу генератора постоянной частоты сдвиг по фазе на 90^° сигналов, сформированных в плечах мостовой схемы, осуществляется на дискретном датчике как на реактивном элементе.

«Уровнемер системы управления расходованием топлива включает в свой состав блок датчиков уровня (БДУ), блок усилителей преобразователей (БУП) и бортовую кабельную сеть (БКС), соединяющую блок датчиков уровня и блок усилителей преобразователей. Блок датчиков уровня - это конструкция, размещенная внутри топливного бака и охватывающая всю его высоту, в которой размещены емкостные дискретные датчики. При этом все четные и нечетные емкостные дискретные датчики размещены на строго определенной высоте бака. Блок усилителей преобразователей - это электронный прибор, производящий измерения комплексного сопротивления дискретных датчиков. Этот прибор передает сигналы фиксации равновесного состояния мостовой схемы в систему управления изделия ракетно-космической техники для решения задачи управления расходом топлива.

Для измерения уровня топлива дискретными датчиками используется мостовая схема с тесной индуктивной связью. В её сравниваемые плечи включены нечетные дискретные датчики в одном плече, четные - в другом. Измерение уровня топлива как динамического параметра осуществляется по значению комплексного сопротивления мостовой схемы. Данное значение является переменной величиной.

Устройство измерения комплексного сопротивления с тесной индуктивной связью (рис. 1) содержит генератор 1 постоянной частоты, подключенный к диагонали мостовой 2 схемы между сопротивлениями, которые включены дифференциально (к средней точке обмоток трансформатора с тесной индуктивной связью и между плечами сравниваемых сопротивлений). Помимо того, генератор 1 постоянной частоты подключен к последовательно соединенным регулируемому 3 усилителю и элементу 4 дисбаланса мостовой схемы. А выход мостовой 2 схемы через последовательно соединенные усилитель 5, фильтр 6 и первый амплитудный 7 компаратор подключен к первому входу фазочувствительного 8 фиксатора. Последовательно соединенные фазосдвигающее 9 устройство и второй амплитудный 10 компаратор подключены ко второму входу фазочувствительного 8 фиксатора, выход которого является выходом устройства измерения комплексного сопротивления с тесной индуктивной связью. Мостовая 2 схема включает в себя блок датчиков уровня 11 и трансформатор 12 с тесной индуктивной связью. Генератор 1 постоянной частоты и трансформатор 12 с тесной индуктивной связью показаны на рис. 1 с минусовым выводом. Это необходимо для обозначения подключения генератора 1 постоянной частоты к одной диагонали мостовой 2 схемы (к средней точке обмоток трансформатора 12 с тесной индуктивной связью и между сопротивлениями сравниваемых плеч) и усилителя 5 через третью обмотку трансформатора 12 к другой диагонали мостовой 2 схемы. Блок датчиков уровня включает (n=1…N) емкостных дискретных датчиков, из которых (2n-1)-ые нечетные дискретные датчики включены параллельно в одно сравниваемое плечо мостовой 2 схемы, а (2n)-ые четные дискретные датчики включены параллельно в другое сравниваемое плечо. Отметим, что количество дискретных датчиков (N) в составе блока датчиков уровня изделия ракетно-космической техники составляет, как правило, от 8 до 16 штук в зависимости от изделия ракетно-космической техники и точности изготовления дискретных датчиков. Значение электрической емкости дискретного датчика составляет от 20 до 40 пФ, при этом значение паразитной электрической емкости линии связи (бортовой кабельной сети) составляет 2500 - 7000 пФ (на рис. 1 паразитные емкости обозначены пунктиром). Так как трансформатор 12 с тесной индуктивной связью выполнен в виде трансформатора тока, имеющего низкое входное сопротивление, то эта паразитная емкость шунтируется низким входным сопротивлением трансформатора 12 и практически не оказывает влияния на результат измерения». [7]

Покажем назначение некоторых блоков функциональной схемы. Для питания мостовой 2 схемы переменным током предназначен генератор 1 постоянной частоты. Для измерения комплексного сопротивления предназначена мостовая 2 схема. Выходным сигналом этой схемы является ток сигнала разности с измеренной фазой. Для задания эталонного значения измеряемого параметра предназначен элемент 4 дисбаланса. Для точной настройки эталонного значения измеряемого параметра предназначен регулируемый 3 усилитель. В данном случае элемент 4 дисбаланса выполнен в виде конденсатора, обеспечивающего состояние равновесия мостовой 2 схемы при нахождении уровня топлива в середине опорожняемого дискретного датчика. Для компенсации технологического разброса электрической емкости этого конденсатора от номинального значения и для обеспечения высокой точности задания эталонного значения введен регулируемый 3 усилитель, который обеспечивает точную настройку задания эталонного значения измеряемого параметра. Тем самым обеспечивается равновесное состояние мостовой 2 схемы при нахождении уровня топлива в середине текущего опорожняемого дискретного датчика. За счет внесения в емкостное сопротивление плеча нечетных дискретных датчиков омической составляющей осуществляется настройка. Омическая составляющая является внутренним сопротивлением регулируемого 3 усилителя. Величина омического сопротивления регулируемого 3 усилителя незначительна по отношению к величине емкостного сопротивления плеча нечетных дискретных датчиков.

Таким образом, фазовый сдвиг тока в этом плече, вносимый при настройке заданного эталонного значения, незначителен. Указанный незначительный фазовый сдвиг тока, сформированного в плече нечетных дискретных датчиков, на работоспособность устройства не повлияет. Запас по фазе на 90^°, необходимый при сравнении фаз сигнала разности и сигнала постоянной частоты, обеспечивают признаки, которые характеризуют сдвиг по фазе токов, сформированных в плечах мостовой схемы по отношению к фазе тока генератора постоянной частоты на 90^°. Таким образом, незначительный фазовый сдвиг, который вносится регулируемым 3 усилителем, компенсируется запасом по фазе в 90^°. Регулируемый 3 усилитель выполнен в виде цифро-аналогового преобразователя (ЦАП). Настроить заданное эталонное значение измеряемого параметра с требуемой точностью можно при подаче на вход ЦАП 12-ти разрядного кода.

Ток сигнала разности с измеренной фазой с диагонали мостовой 2 схемы поступает на вход усилителя 5. В усилителе 5 осуществляется усиление тока с заданным коэффициентом, затем с его выхода ток сигнала разности поступает в фильтр 6. В фильтре сигнал фильтруется от помех, которые могут создавать бортовые потребители изделия ракетно-космической техники. Фильтр 6 является элементом, которому характерна временная задержка . Поэтому ток сигнала разности с выхода фильтра 6 будет иметь некоторый фазовый сдвиг. Этот сдвиг нежелателен для дальнейшего преобразования тока сигнала разности. Для того, чтобы компенсировать данный фазовый сдвиг, ток генератора 1 постоянной частоты подают на фазосдвигающее 9 устройство. С помощью этого устройства обеспечивается аналогичный фильтру 6 фазовый сдвиг . В результате, перед операцией сравнения фаз ток сигнала разности с выхода фильтра 6 и ток сигнала постоянной частоты с выхода фазосдвигающего 9 устройства остаются взаимно ортогональными. Указанные сигналы преобразуются в дискретные, потому как при их обработке устройство использует информацию только о состоянии их фазовых сдвигов. Для преобразования синусоидальных сигналов в дискретные сигнал разности с выхода фильтра 6 подают на первый 7 амплитудный компаратор, а сигнал генератора постоянной частоты с выхода фазосдвигающего 9 устройства - на второй 10 амплитудный компаратор. Если амплитуда синусоидального сигнала отрицательна, то это соответствует логическому нулю, а если амплитуда синусоидального сигнала положительна, то это соответствует логической единице.

Следовательно, сигналы с выходов первого амплитудного 7 компаратора и второго амплитудного 10 компаратора представляют собой последовательности прямоугольных импульсов. Однако, последовательность прямоугольных импульсов сигнала разности сдвинута по фазе на 90^° относительно последовательности прямоугольных импульсов сигнала постоянной частоты. Указанные последовательности прямоугольных импульсов с выходов амплитудных 7 и 10 компараторов поступают на входы фазочуствительного 8 фиксатора для сравнения фаз. Фазочуствительный 8 фиксатор выполнен в виде динамического D-триггера. На его D-вход подается последовательность прямоугольных импульсов, содержащая информацию о фазе сигнала разности. На счетный вход D-триггера подается последовательность прямоугольных импульсов, содержащая информацию о фазе сигнала генератора постоянной частоты. Переднему фронту последовательности импульсов генератора постоянной частоты соответствует середина скважности последовательности импульсов сигнала разности, поэтому результатом сравнения фаз последовательностей прямоугольных импульсов является состояние логического нуля. Фазочувствительный 8 фиксатор является динамическим D-триггером, поэтому результат сравнения фаз по переднему фронту импульса фиксируется в виде логического нуля и подтверждается каждый период последовательности импульсов генератора постоянной частоты.

При запуске двигателей изделия ракетно-космической техники уровень топлива в баке уменьшается. Процесс опорожнения первого нечетного дискретного датчика от топлива приводит к изменению сопротивления плеча нечетных дискретных датчиков мостовой 2 схемы. Соответственно, ток в этом плече уменьшается. Сравнение токов осуществляется на трансформаторе с тесной индуктивной связью. Результатом этого сравнения является ток сигнала разности. Плечевые сопротивления мостовой схемы соответствуют соотношению X_НЧ X_ЧТ, ток сигнала разности находится в фазе с током, который сформирован в плече нечетных дискретных датчиков. При прохождении уровнем топлива середины дискретного датчика справедливо соотношение X_НЧ X_ЧТ. Таким образом, ток сигнала разности находится в фазе с током, который сформирован в плече четных дискретных датчиков, т.е. ток сигнала разности сдвигается по фазе на 180^°. Затем сдвинутый по фазе на 180^° ток сигнала разности поступает в усилитель 5. Далее сигнал разности поступает через фильтр 6 в первый амплитудный 7 компаратор. Там он фильтруется и преобразуется в последовательность прямоугольных импульсов, содержащую информацию о фазе сигнала разности. Последовательность прямоугольных импульсов с выхода первого амплитудного 7 компаратора поступает на D-вход триггера 8, чтобы произвести сравнение с фазой сигнала генератора постоянной частоты. В данном случае переднему фронту последовательности прямоугольных импульсов генератора постоянной частоты будет соответствовать середина импульса последовательности прямоугольных импульсов сигнала разности. Фаза сигнала разности и фаза сигнала генератора постоянной частоты сравниваются на триггере 8. После сравнения фаз триггер 8 переходит в состояние логической единицы. Это состояние фиксируется передним фронтом счетного импульса и подтверждается с каждым периодом последовательности импульсов генератора постоянной частоты. По данному сигналу, который фиксирует сдвиг фазы сигнала разности на 180^°, можно судить о том, что уровень топлива находится в середине опорожняемого дискретного датчика.

Соответственно, описанный выше процесс повторяется для каждого опорожняемого дискретного датчика. Различие заключается только в том, что результат сравнения фаз для нечетных опорожняемых дискретных датчиков изменяется из нулевого состояния в единичное, а для четных - из единичного состояния в нулевое. [7]

1.5 Анализ недостатков существующих систем измерения расхода топлива

К недостаткам существующих систем измерения расхода топлива относится недостаточность функциональных возможностей и низкое быстродействие измерения значения комплексного сопротивления при его использовании, например, в реализации устройства для измерения количества топлива при малых расходах.

Существующее устройство измерения расхода топлива при измерении комплексного сопротивления:

- не способно выполнять измерение малого расхода топлива, так как конструктивно близко емкостные дискретные датчики в баке изделия ракетно-космической техники расставить не представляется возможным;

- измеряет количество топлива только в условиях действия силы тяжести (перегрузки), а в условиях невесомости осуществлять измерение расхода топлива не представляется возможным.

Таким образом, недостатком существующего устройства является отсутствие возможности проведения измерения комплексного сопротивления мостовой схемы в условиях невесомости, и как следствие, измерение количества топлива в условиях невесомости, а также отсутствие возможности измерения малого расхода топлива.

В системе измерения расхода топлива существующий шариковый тахометрический датчик основан на амплитудной модуляции полезного сигнала. Этот датчик представляет собой усилитель, построенный на двух операционных усилителях и транзисторе. Катушка индуктивности состоит из первичной и вторичной обмоток и преобразует число оборотов вращения шарика в электрический сигнал. Усилитель снимает сигнал (в соответствии с рис. 2 со вторичной обмотки катушки и передает на блок ЭФИР (электронный формирователь импульсов расхода). На вход катушки с формирователя опрашивающего сигнала через развязывающий трансформатор поступают импульсы постоянной амплитуды с частотой 25 кГц.

Рисунок 2 - электрический сигнал со вторичной обмотки катушки, где: - напряжение выходного сигнала с датчика расхода; - время.

Опыт эксплуатации космических пилотируемых кораблей показал, что шариковый тахометрический датчик, который содержит бесконтактный индуктивный узел съема сигнала, вместе с мостовым измерительным трансформатором подвержен сильным механическим воздействиям. Эти механические воздействия на узел съема сигнала (катушку индуктивности) изменяют значения его индуктивности, что приводит к искажению формы полезного сигнала с мостового измерительного трансформатора согласно рис. 2 и, соответственно, временному нарушению его работоспособности, которое приводит к существенному снижению точности измерения расхода топлива. Эта проблема приводит к нарушению процедуры измерения расхода топлива и использованию других менее точных методов расчета, что, в свою очередь вызывает необходимость закладывать большее количество гарантийных запасов топлива. Следовательно, происходит увеличение веса космического корабля.

Основным критерием, по которому проводился анализ существующих датчиков расхода топлива, является возможность осуществления малых расходов (0,004-0,18 л/с). С целью поиска датчика с необходимыми характеристиками был проведен сравнительный анализ, который показал, что ни один из существующих датчиков не может осуществлять измерение столь малых расходов, как применяемый. Ниже представлена сравнительная таблица. Из таблицы 1 видно, что из найденных нами датчиков даже ближайший (по параметрам) к применяемому в СИРТ датчику расхода 11Ф732.7091-0А51 датчик (турбинный преобразователь расхода ТПР-7-1-1) не обеспечивает измерение малых расходов (от 0,004 л/с).

По результатам анализа выявленных недостатков для повышения точности измерения расхода топлива предлагается использовать не существующий метод амплитудной модуляции полезного сигнала датчика, а фазовый метод, т.е. измерять фазу сигнала несущей частоты, который имеет куда больший запас устойчивости. [10]

Задачей работы является разработка метода измерения комплексного сопротивления мостовой схемы и измерения фазы несущей частоты полезного сигнала, исключающего влияние механических нагружений на чувствительный элемент датчика и, соответственно, повышающего точность измерения количества топлива. Разработанное техническое решение подтверждается экспериментально математическим моделированием.

Таблица 1 - Сравнительный анализ параметров датчиков расхода

Параметры ДР	11Ф732.7091-0А51	Турбинный преобразователь расхода ТПР7 -1-1 4Е2.833.031ТУ (Арзамасский приборостроительный завод) [8]	Турбинный преобразователь расхода ТПР10 -1-1 4Е2.833.031ТУ (Арзамасский приборостроительный завод) [9]	Датчики расхода для СУМД в системе управления маршевым двигателем РБ (РКК «Энергия»)
Рабочие тела	Атин, гептил, амил, амилин	Амил, меланж 1	Амил, меланж 1	Керосин, кислород
Рабочее давление, кгс/см2	18±0,5	400	400	-
Диапазон измеряемых расходов, л/с	0,004-0,18	0,03-0,16	0,12-0,6	От 2 до 10 (для керосина) От 4 до 20 (для кислорода) Точность измерения ±1%
Рабочая температура, єС	От -5 до +40	От -60 до +50	От -60 до +50	-
Условный диаметр проходного сечения ду, мм	Ш12А4 (Ш11А)	Ш21Н11 (Ш10)	Ш27Н11 (Ш15)	Ш60 (для кислорода) Ш45 (для керосина)
Соединение с трубопроводом	Сваркой	Ниппельное	Ниппельное	-
Масса, кг	0,7	0,7	0,9	-
Эксплуатация	В полете	На стенде	На стенде	В полете

Глава 2. Метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива

2.1 Метод измерения комплексного сопротивления мостовой измерительной схемы датчика расхода топлива

В системе СИРТ находится 6 датчиков и прибор ЭФИР, который в телеметрию передает количество импульсов. Затем импульсы переводятся в массу. Топливо толкает шарик, который вращается в трубопроводе по улитке. Один оборот - это 1,65 грамма топлива. В этом трубопроводе установлена специальная мостовая катушка (датчик). Когда шарик проходит через датчик, он замыкает силовые линии магнитного поля катушки и вносит потери. По мере введения потерь амплитуда проваливается и модуляция становится меньше. Данное амплитудное значение датчик ловит и транслирует как факт прохождения оборота датчика. Это связано с тем, что трубопроводы деформируют при монтаже. Амплитуда становится изменяемой настолько, что аппаратура ее не воспринимает, а датчик приходится списывать. Поэтому необходимо сделать так, чтобы при данных условиях эксплуатации измерять не амплитуду, а фазу. По результатам проведенного выше анализа предлагается использовать новый метод измерения комплексного сопротивления мостовой схемы датчика расхода топлива.

Опишем метод измерения фазы несущей частоты. Чтобы сформировать каскад опорного напряжения, необходимо подать частоту 25кГц от генератора. Мостовая схема настраивается таким образом, что в случае внесения потерь она проходит состояние равновесия. Фаза несущей частоты при этом меняется на р (180^°). Сигнал несущей частоты усиливается с помощью ОУ, чтобы получить прямоугольные импульсы. Сам рабочий сигнал должен перебросить признак прохождения каскада. Указанные прямоугольные импульсы синхронны, пока не внесены потери и измерительный мост не перешел точку положения равновесия. Далее задействуем фазосдвигающее устройство (АЦП). Рассчитаем таким образом, чтобы сдвинуть его на значение ф, для того, чтобы можно было реализовать схему на цифровой логике (D-триггере). Выход будет фиксировать изменение фазы измерительного трансформатора. Указанный метод позволит защититься от механических деформаций датчика, т.к. будет большой запас по фазе. Каждое прохождение датчика будет четко фиксироваться и мы не потеряем количество топлива, показания будут достаточно точными. Мостовая схема должна обязательно перейти состояние равновесия с той целью, чтобы несущая частота меняла фазу на р.

2.2 Функциональная схема, её описание

Покажем функциональную схему устройства измерения комплексного сопротивления и опишем назначение блоков и принцип работы устройства.

Рисунок 3 - Функциональная схема устройства

На рис. 3 представлена функциональная схема устройства измерения комплексного сопротивления применительно к системе измерения расхода топлива, где:

1. Генератор постоянной частоты

2. Регулируемый усилитель

3. Элемент дисбаланса

4. Фазосдвигающее устройство

5. Первый амплитудный компаратор

6. Фазочувствительный фиксатор

7. Первый усилитель

8. Мостовой измерительный трансформатор

9. Фильтр

10. Второй амплитудный компаратор

11. Второй усилитель

12. Трансформатор

13. Резистор

14. Шариковый тахометрический датчик

15. Датчик расхода.

Покажем назначение и принцип работы данного устройства. Шариковый тахометрический датчик расхода топлива с магнитной системой в виде мостового измерительного трансформатора является первичным преобразователем СИРТ. При этом он является измерителем малых расходов. Механические воздействия, которым подвержен датчик с мостовым измерительным трансформатором во время эксплуатации в составе пилотируемых космических кораблей «Союз», приводят к серьезному искажению полезного сигнала, поступающего с мостового измерительного трансформатора. В конечном счете, это приводит к неправильному измерению расхода топлива вследствие временного нарушения работоспособности мостового измерительного трансформатора. Шариковый тахометрический датчик расхода топлива вварен в трубопровод, по которому подается топливо к жидкостным ракетным двигателям, а мостовой измерительный трансформатор устанавливается снаружи данного датчика и конструктивно касается его улитки. При подаче топлива по трубопроводу шарик движется по кругу внутри замкнутой улитки и вносит потери в магнитную систему мостового измерительного трансформатора, проходя каждый раз рядом с его сердечником. В результате, за счет изменения индуктивности обмоток моста, изменяются комплексные сопротивления в плечах мостового измерительного трансформатора. Данные комплексные сопротивления сравниваемых плеч мостового измерительного трансформатора изменяются в заданных пределах. Таким образом, мостовая схема попеременно переводится из одного неравновесного состояния в другое, проходя при этом каждый раз состояние равновесия моста. Выходным сигналом устройства измерения комплексного сопротивления мостовой схемы является фиксация состояния равновесия мостовой схемы. Выходной сигнал представляет собой фронт перехода из логического нулевого состояния в единичное состояние или наоборот, из единичного состояния - в нулевое. По полученному выходному сигналу можно судить об измеренном значении комплексного сопротивления мостовой схемы. Единичный импульс счета формируется мостовым измерительным трансформатором в результате одного оборота шарика в улитке трубопровода. По данному импульсу можно судить об израсходованном количестве топлива, а его длительность определяется зоной действия шарика на магнитную систему мостового измерительного трансформатора. Задание конкретного значения комплексного сопротивления мостовой схемы обеспечивается за счет признаков, характеризующих подключение последовательно соединенных регулируемого усилителя и элемента дисбаланса параллельно плечу мостового измерительного трансформатора. Периодическое нахождение мостового измерительного трансформатора в состоянии равновесия должно обеспечиваться задаваемым значением измеряемого комплексного сопротивления. Это значение должно быть достаточным для условий, при которых механические воздействия и нагружения на датчик расхода топлива приводят к изменению характеристик магнитной системы мостового измерительного трансформатора. Измерение комплексного сопротивления осуществляется путем фиксации состояния равновесия моста во время прохождения шарика рядом с сердечником мостового измерительного трансформатора. А выполнение сравнения фаз сигнала опорной частоты и сигнала рассогласования мостового измерительного трансформатора обеспечивается за счет признаков, характеризующих подключение выхода генератора частоты через второй усилитель и трансформатор к клеммам входной диагонали мостового измерительного трансформатора. Таким образом, представленная выше совокупность признаков, повышает точность измерения комплексного сопротивления мостовой схемы и расширяет функциональные возможности устройства за счет обеспечения измерения расхода топлива в невесомости и на малых расходах. В конечном счете, это обеспечивает повышение точности измерения расхода топлива.

На рис. 3 представлена функциональная схема устройства измерения комплексного сопротивления мостовой схемы.

На рис. 4 представлены временные диаграммы функционирования устройства измерения комплексного сопротивления мостовой схемы, где:

а) ток генератора постоянной частоты;

б) токи плечевые мостовой схемы;

в) ток сигнала разности мостовой схемы;

г) ток опорных импульсов, полученный путем преобразования тока сигнала генератора постоянной частоты в первом амплитудном компараторе;

д) ток импульсов разности, полученный путем преобразования тока сигнала разности во втором амплитудном компараторе;

е) ток импульсов счета датчика расхода, сформированный фазочувствительным фиксатором.

На диаграммах согласно рис. 4 показана зона действия шарика.

Рисунок 4 - Временные диаграммы функционирования устройства измерения комплексного сопротивления мостовой схемы

В исходном положении системы СИРТ шарик датчика расхода может находиться в любом месте улитки. В ней шарик начинает вращаться с частотой 80-100 Гц при подаче топлива по трубопроводу к ракетным двигателям. При этом в датчике возникает зона, при вращении в которой шарик вносит изменения в магнитную систему мостового измерительного трансформатора. Данный мостовой измерительный трансформатор настроен так, что внесенные шариком потери в его магнитную систему переводят мостовой измерительный трансформатор попеременно из одного неравновесного состояния в другое, проходя при этом каждый раз состояние равновесия мостовой схемы. Таким образом, мостовая измерительная схема находится в состоянии равновесия в двух точках: при входе и выходе из зоны действия шарика (см. рис. 3, рис. 4). Отметим важное свойство мостовой измерительной схемы, согласно которому при прохождении положения равновесия моста, фаза несущей частоты разностного сигнала изменяется на 180^° (р). Выходные обмотки мостового измерительного трансформатора, составляющие плечи мостовой схемы и подключенные на вход усилителя, включены встречно. Следовательно, плечевые комплексные токи, пропорциональные плечевым сопротивлениям обмоток, вычитаются. По результатам соотношения этих токов формируется разностный ток, поступающий на вход усилителя 7, для выполнения измерения комплексного сопротивления.

Для питания мостового 8 измерительного трансформатора переменным током используется генератор 1 постоянной частоты. Подача переменного тока осуществляется через второй усилитель 11 и трансформатор 12.

На временной диаграмме рис. 4а представлен ток генератора постоянной частоты, который описывается выражением

, (2.2.1)

где ? - фазовый сдвиг тока, в конкретном случае равный нулю.

Плечевые токи, пропорциональные плечевым комплексным сопротивлениям, представлены на временной диаграмме рис. 4б. Причем мостовой измерительный трансформатор настраивается таким образом, что он достигает состояния равновесия непосредственно только в моменты входа и выхода из зоны действия шарика, и, соответственно, мостовой измерительный трансформатор находится в неравновесном состоянии, когда шарик находится либо в зоне действия, либо вне зоны его действия. В случае, когда шарик находится в зоне действия мостового измерительного трансформатора, комплексное сопротивление первой выходной обмотки мостового измерительного трансформатора меньше, чем комплексное сопротивление второй выходной обмотки. В другом случае, когда шарик находится вне зоны действия мостового измерительного трансформатора, комплексное сопротивление первой выходной обмотки мостового измерительного трансформатора больше, чем комплексное сопротивление второй выходной обмотки. Вышеописанное состояние мостового измерительного трансформатора достигается с помощью подстройки, которая осуществляется резистором 13 для первой обмотки трансформатора и последовательно соединенными регулируемым 2 усилителем и элементом 3 дисбаланса для второй обмотки трансформатора, а также соотношением витков обмоток трансформатора. В качестве регулируемого усилителя может быть использован цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП), а в качестве элемента дисбаланса может быть использован резистор. ЦАП позволит обеспечить точную настройку мостового измерительного трансформатора на конкретное значение комплексного сопротивления мостовой схемы, которое будет измерено при вхождении шарика в зону действия за счет фиксации состояния равновесия моста. Следовательно, признаки, обеспечивающие подключение ко второй выходной обмотке выходной диагонали моста последовательно соединенных элемента дисбаланса и регулируемого усилителя, обеспечивают задание конкретного значения комплексного сопротивления мостовой схемы.

Мостовой измерительный трансформатор выполнен секционно, то есть первые и вторые обмотки входных и выходных диагоналей трансформатора намотаны на разные секции. При этом сердечник трансформатора конструктивно касается улитки датчика, в которой вращается шарик при подаче топлива к ракетным двигателям.

Во время подачи топлива к двигателям ракеты шарик приводится в движение по улитке и вносит потери в магнитную систему мостового измерительного трансформатора, попадая в зону его действия. При этом увеличивается индуктивность второй обмотки трансформатора и, следовательно, увеличивается её комплексное сопротивление. На рис. 4 вертикальными штрихпунктирными линиями выделена зона действия шарика при вращении внутри улитки во время подачи топлива к ракетным двигателям. На временной диаграмме рис. 4в представлен ток сигнала разности. Вне зоны действия шарика комплексное сопротивление первой обмотки выходной диагонали моста больше, поэтому фаза сигнала разности совпадает с фазой тока второй обмотки. А в зоне действия шарика комплексное сопротивление второй обмотки больше, чем первой, поэтому фаза сигнала разности изменяется на 180^° и совпадает с фазой тока первой обмотки выходной диагонали моста.

Токи I₁, I₂, сформированные в плечах мостового измерительного трансформатора, изменяются пропорционально изменению плечевых сопротивлений. Значение указанных плечевых сопротивлений зависит от положения шарика в датчике расхода. [11]

Ток сигнала разности моста, временная диаграмма которого представлена на рис. 4в, определяется выражением

, (2.2.2)

Измерение комплексного сопротивления мостового измерительного трансформатора производится путем фиксации момента изменения фазы сигнала разности моста и происходит следующим образом.

Вычитанием модулей и фаз сравниваемых токов встречновключенных плечевых обмоток в выходной диагонали трансформатора 8 осуществляется формирование тока сигнала разности. Ток сигнала разности можно представить аналитически в следующем виде.