Основы проектирования измерительных приборов и измерительно - вычислительных систем

93 ТАР , нестабильностью ТАР и других элементов , а также погрешностями следящего привода и устройства съема сигналов . При нормируемых усло - виях эксплуатации возможно выделить систематические составляющие погрешности , тогда как в процессе полета они являются детерминирован - ными функциями случайных аргументов , которыми являются внешние условия и параметры входного процесса ( например , скорость набегающе - го потока ). Эти факторы , в общем случае , являются случайными процес - сами во времени , поэтому вызываемые ими составляющие погрешности являются случайными . Можно показать , что случайные погрешности в доминирующем своем большинстве состоят из систематических , причем последние нередко порождают случайные . Если выделим и учтем систематические состав - ляющие , то тем самым исключим их влияние и , следовательно , уменьшим случайные погрешности ДАУ . Поэтому тщательный анализ погрешностей термоанемометрического ДАУ очень важен . Из линеаризованного уравнения (1.51) получим выражение для сигнала ∆ε , определяющего суммарную статическую погрешность изме - рительной цепи ДАУ : [ ] 2 3 1 1 1 1 0 0 ( , , , ) 1 ( , , , ) . n n f V f V f f f f r r H r r H ∆ε = − ρ µ λ − ρ µ λ ∆α ×   ∂ ∂ ∂ ∂ × ∆ + ∆ + ∆Θ + ∆   ∂ ∂ ∂Θ ∂   (2.55) Для ориентируемого ДАУ в установившемся режиме ∆α стремится к нулю и погрешности измерительной цепи проявляются в возникнове - нии сигнала ∆ε α при нулевом отклонении оси аэродинамического преоб - разователя от направления набегающего потока , т . е . носят аддитивный характер . Дрейф нуля ∆ε α измерительной цепи определяется неидентич - ностью параметров ветвей и зависит от условий эксплуатации и режима полета : ( ) 1 2 0 0 2 1 0 1 1 1 ( , , , ) 2 ( ) 2 2 ( , , , ) , , , . n n n n n r r f V r r H r r r r r H f V f r r H α   − ∆ε = ρ µ λ ∆ + ∆ + ∆Θ+ ∆ =   + + Θ   = ρ µ λ ∆ ∆ ∆ ∆Θ ∆ (2.56) Приведенную ко входу инструментальную погрешность ∆α α изме - рительной цепи , т . е . выраженную в единицах измеряемого аэродинамиче - ского угла , определим выражением :