第9章飞机飞行参数传感器及检测.ppt

单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,9.,*,航空检测技术,第,9,章,飞机飞行参数传感器及检测,机载设备是飞行器中各种测量传感器、仪表和显示系统、导航系统、飞行控制系统、雷达系统、通讯系统、电源电气等系统和设备的统称。,9.1,概述,自动驾驶,飞行仪表,眼、脑、手,驾驶杆,舵面,飞机气动力,人工操纵回路,感应元件,舵面,飞机气动力,自动驾驶仪操纵回路,执行元件,变换放大元件,电传操纵（,Fly-by-Wire,）,大气数据传感器,空气动力,力和力矩,电信号,操纵面位置指令,动作筒位置反馈,动作筒,操纵面,飞机气动力,飞机运动,运动传感器,驾驶杆,电信号传送,飞行器通过,传感器,测量各种直接参数，由,机载计算机,计算得到间接参数，经系统处理转变为,可显示的参数,，由显示系统以,指针、数字或图形,方式显示出来，或将这些参数传输给自动控制系统，产生控制指令，直接操纵飞行器改变飞行状态。,飞行参数仪表,发动机仪表,辅助仪表,飞行器状态参数分类,飞行参数,飞行高度、速度、加速度、姿态角和姿态角速度等；,动力系统参数,发动机转速、温度、燃油量、进气压力、燃油压力等；,导航参数,位置、航向、高度、速度、距离等；,其他系统参数,生命保障系统参数、飞行员生理参数、电源系统参数、设备完好程度、结构损坏程度等。,主要测量传感器,压力传感器,压阻式、谐振式,工作模式：表压、密封表压、绝压、差压,针对不同系统,压力传感器的工作模式有表压、密封表压、绝压、差压等；压力量程从,1psi(0.07kg/cm,2,),到,30000psi,；电磁干扰保护，双重防护隔离；多种压力端口和电连接器规格。,飞机上许多压力参数需要检测，如针对辅助动力装置（,APU,），需要测量引气气压、进气口压力、主油路压力、,P3,空气压力、,P1,空气总压、排气压力及燃油过滤器压差等。,针对推进器,/,发动机需要测量的压力参数有：,滑油差压；发动机滑油绝压；发动机滑油表压；发动机功率扭矩表压；燃油过滤器压力；燃油泵压力；滑油过滤器差压；滑油温度及压力；,P1,空气绝对总压；,P2,压气机进气压力；,P2.5,级间进气绝压；,P3,引气气压；,P3,压气机排气压力；传动装置滑油压力；滑油冗余压差；燃油过滤器冗余压差；起动机空气阀冗余压力等。,针对环境控制系统（,ECS,），需要测量以下压力参数：,空调压缩机排气压力；空调进气口表压及绝压；气道差压；空气过滤器差压；机舱空气表压及绝压；防冰系统热空气压力开关；防冰系统表压；氧气储量测量；氧气调节器压力；机组成员舱氧气压力；冷气系统表压及绝压；饮用水表压；饮用水水位；蒸发循环制冷系统压力等。,变形测量,是将膜片、膜盒、波纹管、包端管等弹性元件作为压力敏感元件，在受到流体介质的压力后，这些元件产生变形，将变形的位移放大后转变成指针的指示，也可通过电位计转变为电压信号，以数字方式显示出来。,特性参数测量,是将单晶硅膜片、振动膜片、振动筒等作为敏感元件，在其受到压力后，自身的电阻或固有振动频率发生变化，测量这些变化就可间接得到压力数值。,测量压力最常用的,方法,有：,温度传感器：电阻式、热电偶式,转速传感器：,磁转速表、脉冲数字式转速表,加速度传感器,迎角传感器,9.2,迎角传感及检测,一、迎角与迎角传感器,迎角（也称攻角）是飞机机翼弦线（或飞机纵轴，二者间仅差一个固定安装角）与迎面气流间的夹角。,测量飞机迎角的装置，又称攻角传感器。迎角信号可直接指示，供驾驶员观察。在大气数据计算机中，迎角传感器的输出经补偿计算后变为真实迎角，用于静压源误差修正，并可把此信号输给仪表显示和失速警告系统。在飞行控制系统中常引入迎角信号来限制最大法向过载。迎角信号还用于油门控制系统。,二、迎角传感器,1,、旋转风标式迎角传感器,精度：,0.1 0.2,带阻尼器,翼形传感器即旋转风标式传感器，它由一个经过静力平衡的风标,(,叶片,),，传动机构、信号变换器,(,自整角机或电位计,),及固定连结部分等组成。,风标式迎角传感器的结构比较简单，工作可靠，但对翼型剖面的加工和表面光洁度的要求很高。,分单风标与双风标两种，后者是迎角和侧滑角的组合传感器。,单风标式迎角传感器多装于飞机侧面，而双风标式传感器常与空速管组合在一起，安装在机头前的撑杆上，由于远离机头，处于较平稳的气流中，感受飞机迎角比较准确。,单风标式,双风标式（歼七）,特性,实用措施：,1,，为使之稳定，一般均加阻尼器,2,，为防止结冰，叶片内部应有加温装置,3,，有时为增加气动力矩，采用两个叶片,特点,优点：构造简单，体积小，无原理误差,缺点：,1,）安装位置的影响较大，在高速飞机上要找到气流平稳的部位也是非常困难；,2,）由于气流不稳，即使有阻尼器，不稳定的摆动也难以消除。,2,、差压管式迎角传感器,差压管式迎角传感器由差压管和压力传感器组成。差压管与皮托管相似，,上页,图示为可以测量阻滞压力、迎角、侧滑角的截锥形和球形五孔差压管。在与差压管轴线对称的上下和左右及轴线上各开有一个孔。当差压管轴线与气流方向一致时，各孔引入的压力均相等；当有迎角和侧滑角时，某些压力将不相等,，,由此可得出迎角和侧滑角。,3,、零差压式迎角传感器,由探头，气室，浆叶和角度变换器等组成。,安装在机身或机头侧面，探头旋转轴垂直于飞机对称面，并使进气,A,、,B,的对称面与翼弦方向平行。,零压式迎角传感器有较好的阻尼，输出的电信号比较平稳,，,精度也很高,(,可达,0.1,),。传感器中只有锥形探头（约,10,厘米长）露在飞机蒙皮之外，对飞机造成的附加阻力极小。但传感器结构比较复杂，装配精度要求较高。,特点,是一个反馈式测量系统，误差较小,主要误差源：各种摩擦力矩以及不平衡质量，所以，加工质量（对称性，表面光洁度等）对传感器精度影响较大。,安装位置误差也是它的主要误差,寻找气流扰动位置较小的部位或者应用两个传感器，并尽可能地安装在飞机的对称面内。,由于在运动物体周围的自由气流受到扰动，迎角传感器不可能测得精确的真实迎角，这类误差称为,位置误差,。零压式迎角传感器的安装部位不能远离机体，其位置误差较为严重。,当安装位置确定后，位置误差与飞行马赫数紧密相关,，这种关系可通过风洞实验和实际试飞确定，以便在大气数据计算机中通过计算进行补偿。,三、位置误差及实际传感器介绍,4239,攻角传感器，标准输出：攻角,AOA,(Angle Of Attack),或侧滑角,AOS,(angle of sideslip),，用于小型、中型飞机，加热。,YK100600,空速管、攻角传感器,/,侧滑角传感器系统（不加热，直前端），其输出量有总压、静压,、,AOA,、,AOS,。用于非常高速的飞行器，非结冰条件。,YK100700,空速管、攻角传感器,/,侧滑角传感器系统（加热，高速度）,迎角传感器的测量精度相当重要，迎角数据的不准确将导致气压高度、空速、性能速度、,FAC,（飞行增稳计算机）计算的总重、迎角平台与迎角保护门限值等数据产生误差，严重的话还会导致失速警告、自动驾驶和自动油门脱开、飞行控制系统进入备用法则等。,迎角传感器安装在飞机外部，容易遭受雷击损坏，此外由于长期暴露在高速气流中，传感器的风刀等部位容易出现风蚀、脱胶现象，从而导致的动平衡性能变差，传感器测量精度下降。,四、电子倾角传感器,核心部分是基于电容原理的且无可动部件的敏感器件。它绕测量轴旋转时，电容线形变化，经电子线路转换成角度信号输出。敏感元件和低功耗,CMOS,电路封装在坚固的塑料外壳内。,可提供模拟、比率、数字和串行等输出形式，其输出信号不但表征具体倾角值，还表现倾角方向。可用于轮位对准，建筑设备，天线定位，机器人等。,品牌：,AccuStar,型号：,accustar,种类：角度,accustar,电子式单轴倾角传感器 详细说明,:,类 型：单轴倾角传感器量 程：,60,精 确 度：,0.1,输 出：模拟，比例，数字或串行方式供电电源：,-15vdc,或,815vdc,工作温度：,-3065,电气连接：,18,英寸电缆特 点：,CE,认证，高精度典型应用：车轮定位，建筑设备，天线定位，智能机器人，起重机或吊机臂转角,AccuStar,DAS20,双轴倾角传感器 详细说明：,类 型：双轴倾角传感器量 程：,20,精 确 度：,0.01,输 出：比例，脉宽调制供电电源：,5-15vdc,工作温度：,-3065,电气连接：板载式特 点：双轴，双功能，高性价比、高精度的,OEM,产品典型应用：车轮定位，平面水平，测量摇晃，手动吊臂折叠保护，天线平衡,比率输出式电子倾角传感器是一种类似于,电位器,原理，内置信号调节的传感器。采用三线制：电源正、电源地及信号。输出信号也是以电源地为参考的，因此，所用电源必须经过稳压调整，在,0,即量程中点时，其输出为电源电压的,1/2,，这样低功耗，供电电流,0.5mA,的传感器非常适合于电池供电场合。全部设计内置,EMI/ESD,抑制电 路。,模拟输出式电子倾角传感器是一种双极性直流电压工作的、内置信号调节功能的传感器，供电电压为,815VDC,，输出,3.6VDC,，其输出灵敏度为,60mV/,度且不依赖于电源电压。全部设计内置,EMI/ESD,抑制电路。,串行输出式电子倾角传感器是,将角度转化为包括一个方向位和,16,位串行数据的传感器,。它采用三根传输线将数据传送至处理器或,PC,机,/I/O,卡进行处理，兼容,TTL,和,CMOS,逻辑电平。完整的信号及交换过程可很好地解决分时与传送问题。标准型用稳定的,5VDC,供电，可提供内置稳压电路型。全部设计均内置,EMI/ESD,抑制电路。,数字脉宽输出式电子倾角传感器是,将角度值转化为正比于数字脉宽信号输出的传感器,。当给单次触发计时器,1#,或,2#,发送一触发脉冲时，电路便产生相对应,PW1,或,PW2,脉冲。当这两个单次触发计时器同时给予触发时，便可读出,PW1,或,PW2,的差值,PW,。方向输出线可告知用户此时是顺时针还时逆时针方向。全部设计均内置,EMI/ESD,抑制电路。,9.3,全静压系统,(,Pitot,-Static System),一、组成：,全压管、静压孔、备用静压源、转换开关、加温装置和全、静压导管等。,“全压”，就是飞行器正对气流的表面气流全受阻时的压力,，即运动气体的全部压力，包括气体的静压和动压。,“静压”，是垂直于气流运动方向的且不受流速影响而测得的压力,，即静止大气本身的压力，也就是大气压力。,“动压”是指气流受到阻碍，速度降低为零时，气流动能转变成的压力。,全压系统包括全压收集器件（空速管的全压口或专门的全压管）、传送导管及有关的仪表；,静压系统包括收集静压的器件（空速管或机身的静压孔）、导管及有关仪表。,空速管或全压管一般位于机翼前缘或飞机机头前部，管前面的开口正对气流，从而使管中的气流全部受阻，其压力就是全压。,空速管的静压孔或机身的静压孔因为处于横截面不变的位置，且垂直于气流方向，所以收集到的是静压。,二、,全压和静压系统,-,部件位置,空客,320,部分传感器位置,1,，静压系统,静压孔位于机身前侧面无气流干扰的平滑处，此处便于测量静压。它安装在机身蒙皮上的稍稍向内凹进，因此称为平齐式静压孔。在孔周围喷有一圈红漆，其下面有注意事项。要求保持圈内的清洁和平滑，并且，静压孔上的小孔不能变形或堵塞。,在飞机飞行期间，即使静压孔区域保持清洁、光滑，测量到的,静,压也不会完全等于飞机外的静压。,这种测量静压与真实静压之差被称为静压源误差（,SSE,）。,它取决于机身的外形、飞机的空速、迎角、襟翼和起落架的位置。静压源误差的校正由大气数据计算机来完成。,另外，还有一种飞行姿态也会影响静压的测量，这就是飞机侧滑。在侧滑期间，由于冲压气流的影响，机身左侧静压高于正常静压，右侧的静压低于正常静压。为了补偿这一影响，在机身两侧都开了一个静压孔，并使它们连通。这样就补偿了由于飞机侧滑带来的影响。两端的静压孔通过一个三通连接在一起，将静压提供给仪表。如下图所示,静压系统部件位置,2,，全压系统,全压等于动压与静压之和，它通过全压管测得。全压管将测得的全压加到空速表。,全压管通常位于机身的前部。保持良好的条件，不能影响气流的流动。,其,前端有一个开孔收集气流的全压。,在管子内有一个挡板，防止水或外来物进入全压管路。在管子的最低点有一个排泄孔，将水和灰尘颗粒排到外面。,电加温探头可以防止飞机在飞行期间结冰引起全压管堵塞。如下图示。,全压系统部件位置及结构,三、全静压系统传感器,1,、空速管,全静压管,又叫,空速管,或,皮托管,，用来收集气流的全压,(,又称总压,),和静压。,全静压管为一表面十分光滑的线型管子。全静压管一般包括全压、静压和加温等部分。,全,/,静压管一般包括全压、静压和加温等部分。有一支架保持探头离机身蒙皮几英寸，来减小气流的干扰。每个探头上有三类孔：一个孔超前感受全压，两组孔在侧面感受静压，全压部分用来收集气流的全压。全压孔位于全静压管的头部正对气流方向。全压经全压室、全压接头和全压导管进入大气数据仪表或系统。全压室下部有排水孔，全压室中凝结的水，可由排水孔或排水系统漏掉。,静压部分用来收集气流的静压。静压孔位于全静压管周围没有紊流的地方。静压经静压室、静压接头和静压导管进入仪表。全静压管是流线型的管子，表面十分光滑，其目的是减弱它对气流的扰动，以便准确的收集静压。,一个底座包括电气和气压接头，加温器连接到底座上的两个绝缘的插钉上。在底座上的双定位销帮助探头安装时定位。密封垫用于提供座舱压力密封，它安装在探头安装凸缘与飞机机体之间。,为了准确地收集静压，避免全静压管前端及后部支架对静压孔处压力的影响，静压孔至全静压管前端的距离，大致应等于全静压管直径的三倍，至后部支架也应有一定的距离。,空速管,及其安装部位,4380,系列,L,型总压受感器,(,全压管,),4420,系列,L,型总静压受感器,用于固定翼和旋转翼，无人机，小型或中等飞机。加热工作。需要,AN5812,和,AN5814,机械接口。,4207,型,L,型和直柄型总静压受感器,用于小型或中等飞机和,UAVs,无人机。加热工作。,1,）飞行,Ma,数的影响,速度特性,单一考虑,Ma,数影响，在亚声速飞行时，总压管感受的总压可以认为是自由流的总压，,Ma,数的影响较小,超声速飞行时，由于激波，影响较大。,1,，为正确地引入总管，总管外径不能太大,2,，总压孔的直径也应远小于管的外径,3,，应使总压孔的轴线垂直于正激波。,2,、总压管及特征,2,）迎角的影响,-,角度特性,角度特性：总压误差与迎角的关系,不同结构和尺寸的总压管，其角度特性差别较大，使用时应根据实际迎角范围和允许误差正确选用总压管。,即使,Ma,数小于等于,1,，迎角增大时，测压管头部也将产生局部激波而使总压误差增大。,管壁越薄，对迎角越不敏感，总压误差越小,不同结构总压管的角度特性,3,、静压管及其特性,与总压测量相比较，静压测量要困难得多，,Ma,数，迎角，静压管结构和安装位置对引入静压的影响也要大得多。,真实静压,Ps,局部静压,Pse,指示静压,Psi,当物体（如静压管）置于气流中时，由于物体对气流的阻滞和气流流过物体表面时的加速，在物体前后一定距离内和物体周围的静压与自由流的真实静压,Ps,不相等，该静压称为“局部静压”,Pse,，静压管引入的静压称为“指示静压”,Psi,。,静压误差,Ps=,Psi,-Ps,静压相对误差,Ps/Ps,指示静压它与真实静压的差称为静压误差。即,1,）飞行,Ma,数的影响,无论,Ma,数大于或等于小于,1,，静压相对误差是,Ma,数及其相对误差的函数，与,Ma,数相对误差成正比，与,Ma,数关系非线性。,当,Ma,1,，且认为无总压误差时，静压相对误差为,当,Ma,1,时，,在不考虑静压管的形状、结构、安装位置以及迎角所引起的误差时，静压误差可由上两式求得。,2,）静压管的结构和迎角的影响,1,，结构的影响：,.,开孔位置,引入静压的准确与否在很大程度上取决于,圆,管上的静压孔距前、后端的距离和迎角的大小，由,上,图可知，静压孔的位置必须适当选择以使指示静压接近于真实静压。为减小静压误差，静压孔距前端的距离,x,1,应足够大，一般不小于静压管外径的,8,倍。,.,管外形：锥形头部和细长管身,.,管内部形状：半楔形，带内斜的圆柱形,2,，迎角的影响,静压随迎角的增大而增大,3,，安装位置的影响,1,）安装在飞机头部,Ma,机身负压，此时具有不大的正静压误差；,Ma=0.8-0.9,，机身最大截面处产生激波，静压误差迅速增大；,Ma,稍大于,1,，各种激波越过静压孔，静压误差下降为零；,Ma1.1,，静压误差非常小；,翼型的亚跨音速气动特性,激波实例,典型亚声速飞机的静压分布,2,）安装在机翼前缘，静压误差变化情况更为复杂,机翼、机身气流的扰动、机头脱体激波的强度随,Ma,数的增大而增强，并逐渐后移，这将使静压管在跨声速范围内产生较大的正负交替变化的静压误差，该变化规律随机种不同差异很大。,但大多数飞机在,Ma1.2,后，由于机头脱体激波影响的增强，产生正的静压误差。,不同,X/D,值时的静压误差的,Ma,数的关系,3,）开在机身上的静压孔,一般做为应急静压孔使用，由于主要受机身最大截面处负压力的影响，静压误差一般为负值。,对任何安装位置的静压管，在跨声速区都有增减急剧变化的静压误差，该区域通常认为是静压不准确区，不经过认真的气动力校准和修正，测得的静压是不能使用的。,测压管不能在不同机种间或同一种机型不同安装位置上任意互换。,外形特殊设计可提高测量精度，简化测量系统误差修正装置。,为防止结冰，测压管中均有加温电阻丝和排水孔。,为减弱扰动，测压管均做成流线型，表面必须十分光滑，进气口光滑准确，不应有任何毛刺、划痕和凹坑等工艺缺陷。,应急总压管一般使用两个，并对称安装在飞机头部两侧，以尽量减小总压误差。,当飞行速度很高时，测量飞机周围大气的温度，涉及,高速气流温度,的测量；喷气式飞机尾喷管中燃气流速近于声速的一倍半，因此测量喷气温度，也属于,高速气流温度,的测量。,用同样一个温度计测量静态温度相同而流速不同的两个气流流体时，,流速相差越大，测得的温度误差越大,。,流速越快，测得的温度越高,。温度升高是由于感温元件对气流产生的阻滞作用引起的能量间的转换。,9.4,总温测量,一、总温测量,当受阻气流,速度降为零,时,，动能全部转换为热能。气流速度降低到零的那点（,A,点）的温度，称为全受阻温度，也称总温。,实测的总温始终小于实际总温而大于静温，因为一部分被气流带走，一部分辐射、传导散热，因此实际动力温度小于理论值。,而,测得静温一般较为困难,。,1,、测总温的意义：,1,）利用总温和,Ma,，得到静温可知大气温度,2,）利用总温，可以了解气流中物体受热的情况，防止物体因过热而损坏,2,、恢复系数,实测的总温始终小于实际总温而大于静温，因此实际动力温度小于理论值。,恢复系数：实际动温与理论动温之比,，即,=,（,T,t,-T,s,）,/,（,T,t,-T,s,）,1,实验分析表明：值大小不仅与感温元件的结构、尺寸及在气流中的安装情况有关，还受气流参数（速度、方向、粘性、导热性等）的影响。,速度误差：感温元件测得的温度与理论总温之差。,二、总温传感器,为准确得到总温,尽量提高,使值稳定,1,、二次阻滞式喷气温度传感器,实验表明：裸露式热电偶的热接点值,=0.7 0.83,，加屏蔽罩实现二次阻滞后，可达,0.95 0.98,。,气流横向流过屏蔽套的热电偶,与,Ma,关系曲线,气流从进气口入阻滞室，受到第一次阻滞，流速下降，气流的动能受到一次转换。在阻滞室内，低速流动的气流又受到热接点的第二次阻滞。二次阻滞的结果，使气流的大部分动能转换成了热能，从而提高了热接点的恢复系数。,为增大气流对热接点的对流换热，减小导热和辐射热损失，在屏蔽罩上靠近接点,处,开一个出气小孔，,其,位置和大小对测量结果有很大影响。,上,图中四条曲线表示了小孔不同位置和大小对,的影响，以及,与,Ma,的关系,。,尾喷管测温,分布：由于在飞机尾喷管内喷气温度分布不均匀，所以，在飞机上测量喷气温度一般采用四个传感器均布在喷管某一截面的圆周上，通过传感器的适当连接，测出平均温度。,联接方式：四个相串,两两相串，再并联,结构：多个进气孔（,4,个,),，采集喷管中不同位置上的喷气，同时，进入阻滞室，感受平均温度。,2,、大气总温传感器,拉瓦管,气流流过管子喉部时，紧贴管子内壁形成一附面层。附面层和它所流过的内壁间有热交换，最靠近内壁的流层几乎受到全阻滞，动能转变成热能，使内壁温度升高。其他流层之间由于速度不同而产生摩擦从而产生热量，这部分热量一部分被气流带走，一部分传给气流所流过的内壁，使喉部的温度接近全受阻温度，此温度即电阻丝所感受的温度。,大气总温传感器一般采用铂丝（也有采用镍丝）作热电阻，热电阻丝绝缘地绕在薄壁紫铜环上，以得到良好的导热效果紫铜环紧套在拉瓦管喉道内。,亚音速气流流过拉瓦尔管喉部时，速度增大；流过扩散管道时，速度减少，亚音速气流流速越大，喉部流速也越大。当喉部流速达到,“,当地音速,”,时的流入管子气流,M,数成为临界,M,数。,拉瓦尔管有这样的特点,：当流入管子的气流速度达到临界,M,数时，喉部便有,M=1,的流速；当流入管子的气流速度超过临界,M,数时，喉部仍有稳定的,M=1,的流速。在超音速情况下，拉瓦尔管头部产生正激波，激波后的气流速度都是亚音速，而且都大于临界,M,数。因此，喉部仍有,M=1,的流速。拉瓦尔管的这一特点对于测量大气温度非常有利。,放置在喉部的电阻丝所感受的实际温度为,Ts,，它总是小于全受阻温度,Tt,。即,T,s,=,NT,t,品质系数,N,也是一个小于,1,的数。,N,的大小用公式表示，即,当拉瓦尔管喉部处于,M=1,的状态时，品质系数,N,为,只要阻滞系数,r,一定，,N,就一定，,N,与,M,无关，拉瓦尔管的品质系数在,0.978,左右。,本章小结,迎角是决定飞机升力和阻力的重要参数，迎角传感器主要用于给出失速警告和大气数据测量系统、自动控制和领航系统中控制与补偿信号。,全静压系统用来收集气流的全压和静压，并把它们输送给所需要的全压、静压的仪表及有关设备。,温度是一个很重要的参数，飞机上需要测量喷气温度或气缸头温度、滑油温度、大气温度、座舱温度以及防冰温度等等。,思考与习题,1,、飞机上的全静压系统主要由哪些部分组成？并向哪些仪表提供全压？,2,、静压管内使用电加温装置的目的？,3,、产生总压误差的主要原因是什么？采用什么措施来减小总压的测量误差？,4,、静压管在飞机上的正确安装位置是如何确定的？,5,、,根据“旋转风标式迎角传感器”与“零压差式迎角传感器”的工作原理，你觉得这两个传感器在飞机上应安装在什么位置？需要注意什么问题？,6,、,飞机飞行中引入了总压、静压的概念，它们各代表了什么物理意义？为什么必须进行以上两个物理参数的测量？,7,、,为什么静压测量比总压测量困难得多？影响静压测量精度的主要因素是什么？,8,、,高速气流的温度测量与一般温度测量有什么不同之处？简述总温测量原理及传感器类型。,9,、标出图中箭头所指处安装的,全压和静压系统的,传感器名称，并说明为什么如此设计？,