直升机上几种常用的传感器介绍剖析
飞机上形形色色的传感器
飞机上形形色色的传感器不知道大家坐飞机的时候有没有留意过，飞机靠近机头的地方有许多凸起的“东西”，其实这些就是传感器。
别看传感器小得很不起眼，但它们却发挥着事关飞行安全的巨大作用。
今天的内容就和大家来聊一聊飞机上的那些传感器。
空速管在飞机的机头或机翼上一般都会有一根细长的方向朝着飞机的正前方管子，这就是空速管。
空速管顾名思义就是用来测量飞机飞行时的空速，所谓空速指的是飞机相对空气运动的速度，并不是对地面速度（地速），因为高空中有风。
理论上飞机的地速=空速+风速。
空速管空速管是由18世纪法国工程师H.皮托发明的，所以又名“皮托管”，它是一种通过测量气流动压来得出空速的装置。
飞机飞行时空气迎面吹过来流入皮托管中，在管子的后部就可以感受到流入空气的全部压力，我们把这个压力称之为“全压”。
全压由空气因流动产生的“动压”以及空气本身的压力“静压”组成，即：全压=动压+静压。
要知道空气的流动速度，光测得全压是不够的，我们得知道动压，但是动压很难直接测量，不过我们可以根据前面的那个公式，只需再测量到静压，用全压减去静压就可以得到动压了。
因此，这里就需要另外一个传感器来帮忙了，那就是“静压孔”。
关于静压孔我们在下文再作介绍。
波音777空速管位置空速是重要的飞行参数之一，因而空速管是飞机上重要的传感器之一，一般飞机上都安装了2组以上的空速管来保证安全冗余。
空速管上有排水孔并且拥有加热功能防止空速管因积水或结冰而堵塞。
平时飞机停场时，空速管都要戴上保护套来防止昆虫或杂物堵塞，飞行前须取下保护套。
保护套上系有一根红色飘带用以醒目提示。
如果空速管出现故障、结冰阻塞或者未摘下保护套，无法显示出正确的飞行速度读数，情况严重的会造成机毁人亡的重大事故。
“戴套”的空速管2009年6月，法国航空的一架空客A330-200客机由巴西里约热内卢飞往法国巴黎，飞机在飞行途中由于空速管结冰导致空速显示异常，最终因飞行员误判误操作致使飞机坠毁在大西洋，机上228人无人生还。
直升机陀螺仪传感器
直升机陀螺仪传感器：这个其实要从自动控制理论来解释。
先说说所谓的闭环控制，一个”自动化“的控制过程，其实是需要执行器，传感器，处理器，传输硬件等部分的，（1）传感器感知外面的状况，产生一个信号，由传输硬件传输给处理器。
（2）处理器得知此信号后，按着事先编制好的程序，计算出一个结果，也就是”如何应对“，再输出一个信号，通过传输硬件给执行器，（3）执行器按着处理器输出的信号，执行相应的调整动作，再由传感器将调整的结果反馈回处理器。
（1）~（3）循环，就是闭环控制的过程。
陀螺仪能感知的就是一个加速度信号，不同姿态的陀螺仪可以感知不同方向上的加速度，和其他各类传感器结合，可以感知直升机的所谓”姿态“。
对于直升机，尾桨只是其中一个”执行器“，陀螺仪是其中的”传感器“闭环控制那套理论可以照搬到直升机上。
（1）陀螺仪负责感应直升机的某个方向上的加速度，是垂直方向的，还是水平方向的，是多大的，那么这个信号传递给直升机的飞行控制系统。
（2）飞控系统就是一个处理器，他可以按着内部程序，在得知直升机姿态的情况下，按着驾驶员或者内部程序的意图，进行计算，并最终输出一个信号，用来修正或者维持直升机的姿态，这个信号最终传递给包括尾舵尾桨，主桨等在内的各种”执行器“。
（3）执行器按着接收的信号，改变转速，或者角度，从而使姿态趋近于驾驶员或者飞控电脑的要求。
然后这一调整，势必产生一个新的加速度反馈，再通过陀螺仪这个传感器传递回来反馈信号如此往复（1）~（3）便可使直升机姿态，趋近于飞行员及飞控系统的控制意图。
也就是说，陀螺仪和尾舵，在直升机的控制中，各司其职，是配合的关系，不是职权重复的关系。
一般直升机都配备陀螺仪也都有尾舵。
问：那么除去非自动飞行直升机外，普通稍微原始点的直升机的陀螺仪是不是把传感信号传递到仪表上，让后让飞行员通过仪表信息来控制直升机的平稳，。
还是必须由电子设备控制才能达到平稳？答：其实，直升机发动机分配给主桨的动力和尾桨的动力，都是经过计算的，也就是在设计之初，就作为一个基本的原则，融合在了传动系统之中，在静态，也就是直升机悬停的情况下，主桨和尾桨是会自主的，在一定范围内保持一定的平衡。
飞行器智能导航中的传感器技术
飞行器智能导航中的传感器技术在当今科技飞速发展的时代，飞行器的智能导航技术正经历着前所未有的变革。
而在这一领域中，传感器技术的作用举足轻重，它就像是飞行器的“眼睛”和“耳朵”，为其提供了至关重要的环境感知和自身状态信息，使得飞行器能够安全、高效地飞行。
传感器是一种能够感知和测量物理量，并将其转换为电信号或其他易于处理和传输形式的装置。
在飞行器智能导航中，常见的传感器包括惯性传感器、卫星导航传感器、视觉传感器、激光雷达、气压传感器等。
惯性传感器是飞行器导航系统中的核心部件之一。
惯性测量单元（IMU）通常由加速度计和陀螺仪组成。
加速度计可以测量飞行器在三个坐标轴上的加速度，而陀螺仪则能够测量飞行器的角速度。
通过对这些测量数据的积分和运算，可以得到飞行器的速度、位置和姿态信息。
然而，惯性传感器存在着误差积累的问题，随着时间的推移，测量误差会逐渐增大。
因此，在实际应用中，通常需要结合其他传感器来对惯性传感器的误差进行修正和补偿。
卫星导航传感器，如 GPS、北斗等，为飞行器提供了高精度的全球位置信息。
通过接收来自卫星的信号，飞行器可以准确地确定自己的经纬度、高度和速度等参数。
卫星导航系统具有覆盖范围广、精度高的优点，但也存在着信号易受干扰、在某些环境下可能无法正常接收信号的缺点。
比如在高楼林立的城市峡谷、深山峡谷或者电磁干扰强烈的区域，卫星信号可能会变得微弱甚至丢失。
视觉传感器在飞行器智能导航中的应用越来越广泛。
相机作为一种常见的视觉传感器，可以获取飞行器周围的图像信息。
通过图像处理和计算机视觉算法，可以识别出地标、障碍物、跑道等目标，从而为飞行器的导航提供参考。
同时，视觉传感器还可以用于飞行器的姿态估计和速度测量。
然而，视觉传感器的性能受到光照条件、天气状况和图像分辨率等因素的影响，在复杂环境下可能会出现误识别或无法正常工作的情况。
激光雷达是一种通过发射激光脉冲并测量反射信号来获取目标距离和形状信息的传感器。
飞机传感器——精选推荐
传感器是能感受规定的被测量并按一定规律转换成可用输出信号的器件和装置, 它是测量技术的前端, 也是信息技术的源头, 传感器在航空领域有着广泛的应用。
除了红外、激光、图像、雷达探测等机载光电、射频传感器系统外, 那些基于压力、温度、加速度、角度、位移、油量、生物敏、化学敏等原理的机载传感器, 主要用于测量飞机的飞行姿态、状态、导航定位参数、动力装置及燃滑油系统工作参数, 测量武器火控系统以及飞控、液压、电源、起落架、环控、救生、安全与防护等机载设备系统的工作参数, 供驾驶员直接了解飞机的有关状态, 对各种机载装置和系统进行控制。
机载传感器安装在飞机的各个部位, 应用在飞机的各个不同的系统中。
一方面, 同一性质的传感器可能要应用在不同的机载系统和部位; 另一方面, 同一系统、同一部位又可能设置多个相同的传感器, 以保证系统工作的可靠性与安全性。
机载传感器是飞机各功能系统的前端信息源。
机载传感器按功能分类可以分为:飞行状态、飞行姿态信息及其操纵系统工作参数传感器; 导航、定位参数传感器; 动力装置及燃油滑油参数传感器; 用于液压系统、电气系统、环控系统、起落架系统、救生系统、安全与防护系统......等工作参数传感器。
机载传感器按被测量性质分类可以分为:物理量传感器: 包括压力、力、力矩、位移、速度、加速度、角位移、角速度、转速、温度、液位、密度、流量、电量、光量、物态、方位、距离、地理位置传感器等。
化学量传感器: 包括成份传感器、烟雾探测器、火焰探测器等。
机载传感器技术是属于由技术推动发展的技术领域之一, 它超前于飞机的发展以向飞机提供先进的货架产品。
这种超前发展必须依靠健全的科研体系、雄厚的技术力量和坚实的科研条件作为后盾的。
如国外近期正在发展的机载嵌入分布式大气数据传感器、智能蒙皮(自适应分布式柔性传感器结构)、各种光纤式传感器、各种硅微型传感器……等都是在各有关国家鼎力支持下, 依靠各国的雄厚科研实力,突破以新原理、新结构、新材料、新工艺等基础性研究后得以不断更新发展的。
四轴飞行器传感器介绍
转帖自圆点博士的四轴飞行器设计贴，其中加入部分个人的分析和意见，目的是给大家普及一下四轴的基础硬件知识，希望对正在进行四轴设计的朋友们有所帮助。
如有错误，欢迎批评指正。
传感器之一：角速度传感器应用科里奥利力原理：科里奥利力来自于物体运动所具有的惯性，在旋转体系中进行直线运动的质点，由于惯性的作用，有沿着原有运动方向继续运动的趋势，但是由于体系本身是旋转的，在经历了一段时间的运动之后，体系中质点的位置会有所变化，而它原有的运动趋势的方向，如果以旋转体系的视角去观察，就会发生一定程度的偏离。
当一个质点相对于惯性系做直线运动时，相对于旋转体系，其轨迹是一条曲线。
立足于旋转体系，我们认为有一个力驱使质点运动轨迹形成曲线，这个力就是科里奥利力。
角速度传感器的通常被应用于检测物体的移动。
举个例子，一个人朝着一个固定方向在直线前进，从太空来看，这个人其实是以一定的角度在旋转前进。
通过检测这个角速度，我们就能够只物体是否在移动。
在四轴飞行器中，通过对不同方向的角速度检测，我们就能够知道飞行器的运动方向。
常用的运动方向检测包括X方向，Y方向，Z方向，即通常所说的三轴角速度传感器，也称3轴陀螺仪。
传感器之二：四轴飞行器所用到的加速度传感器也叫重力感应器，用于测量设备相对于水平面的倾斜角度。
那么它的测量原理是什么呢？我们知道，任何地球上的物体都会受到重力的作用。
我们先来回顾下重力的计算公式：G=mg. 其中的g就是重力加速度，其值是9.8牛每千克。
根据我们中学所学的物理知识可以知道，一个放置于斜面上的物体所受到的重力可以分解为两个方向：平行于物体的方向和垂直于物体的方向。
那么对于斜角是@的物体，重力加速度g可以分解为X方向的sin@和Y方向的cos@，从而可以得到X方向的重力作用Fx=mg.sin@ 以及Y方向的重力作用Fy=mg.cos@. 重力感应器把这两个力转化成电压信号，我们通过读取该电压信号，即可以计算中物体的倾斜角度。
问题：各种飞行器导航控制传感器的定义、分类、特点、功能、主要技术性能、并列举型号说明
问题：各种飞行器导航控制传感器的定义、分类、特点、功能、主要技术性能、并列举型号说明（如陀螺、加速度计、高度计、惯导单元、太阳敏感器、地球敏感器、星敏感器等等）。
学号姓名专业陀螺定义：陀螺仪是一种空间相角传感器，主要检测空间某些相位的倾角变化、位置变化，主要用于空间物理领域，特别在航空、航海方面有较多的用途。
分类：陀螺仪有很多种 按结构分：1 机械陀螺2 MEMS硅陀螺3 MEMS石英陀螺4 激光陀螺5 静电陀螺 。
特点：陀螺仪是一种既古老而又很有生命力的仪器，从第一台真正实用的陀螺仪器问世以来已有大半个世纪，但直到现也，陀螺仪仍在吸引着人们对它进行研究，这是由于它本身具有的特性所决定的。
陀螺仪最主要的基本特性是它的稳定性和进动性。
人们从儿童玩的地陀螺中早就发现高速旋转的陀螺可以竖直不倒而保持与地面垂直，这就反映了陀螺的稳定性。
研究陀螺仪运动特性的理论是绕定点运动刚体动力学的一个分支，它以物体的惯性为基础，研究旋转物体的动力学特性。
功能：陀螺仪器最早是用于航海导航，但随着科学技术的发展，它在航空和航天事业中也得到广泛的应用。
陀螺仪器不仅可以作为指示仪表，而更重要的是它可以作为自动控制系统中的一个敏感元件，即可作为信号传感器。
根据需要，陀螺仪器能提供准确的方位、水平、位置、速度和加速度等信号，以便驾驶员或用自动导航仪来控制飞机、舰船或航天飞机等航行体按一定的航线飞行，而在导弹、卫星运载器或空间探测火箭等航行体的制导中，则直接利用这些信号完成航行体的姿态控制和轨道控制。
作为稳定器，陀螺仪器能使列车在单轨上行驶，能减小船舶在风浪中的摇摆，能使安装在飞机或卫星上的照相机相对地面稳定等等。
作为精密测试仪器，陀螺仪器能够为地面设施、矿山隧道、地下铁路、石油钻探以及导弹发射井等提供准确的方位基准。
由此可见，陀螺仪器的应用范围是相当广泛的，它在现代化的国防建设和国民经济建设中均占重要的地位。
基本部件：从力学的观点近似的分析陀螺的运动时，可以把它看成是一个刚体，刚体上有一个万向支点，而陀螺可以绕着这个支点作三个自由度的转动，所以陀螺的运动是属于刚体绕一个定点的转动运动。
军用直升机传感器技术的应用及趋势
中国军转民36摘要：随着军用直升机飞行控制系统向着电传飞控、光传飞控发展，除了传统的飞行状态参数传感器，电磁传感器和光学传感器也开始在军用直升机上广泛应用。
本文介绍了军用直升机的各种功能传感器特别是应用于军用直升机飞行控制系统上的主要传感器，并总结分析了军用直升机传感器技术的发展趋势。
关键词：军用直升机；传感器；发展趋势军用直升机由于具备垂直起落、空中悬停和定点回转等固定翼飞机所不具备的特性，在需要高机动性的低空作战领域具有十分重要的作用。
而各类传感器为军用直升机提供各类机内机外参数，在直升机状态监测和飞行控制中至关重要。
1军用直升机功能传感器军用直升机的传感器可以分为功能传感器和飞控传感器两大类。
功能传感器主要是测量各种机体运行参数和飞行状态参数，主要有压力传感器、温度传感器和其他传感器。
飞控传感器主要用于增稳装置、自动驾驶仪或自动飞行控制系统，主要用来获取驾驶员的指令输出，检测直升机舵机的运行状态。
1.1压力传感器压力是重要的流体力学参数，与直升机飞行有关的流体主要有燃油、液压油、空气、滑油等，压力的测量涉及发动机系统、燃油系统、滑油系统、液压系统、环控系统、大气数据系统、大气航姿基准系统等多项系统。
因此在所有直升机传感器中，压力传感器使用量最大。
发动机扭矩传感器属于一种压力传感器，通过发动机内的工作滑油在线测量扭矩压力，从而转换得到扭矩进而实现对发动机功率的监测。
发动机和传动系统中有工作滑油，为发动机和传动系统各个部件提供润滑和冷却，滑油压力传感器用于测量工作Copyright ©博看网. All Rights Reserved.军方视角VISUAL ANGLE37超温起火事故。
火警探测器主要安装于发动机和辅助动力系统，用于测量动力装置的工作温度，发动机和辅助动力装置舱内是否失火。
1.3其他传感器为了实现军用直升机对除压力和温度之外的状态参数进行监测，直升机还装备有大量的传感器。
补充章节 飞机系统其他常用传感器介绍
补充章节飞机系统其他常用传感器介绍一、除冰系统1.除冰系统探测器对飞机结冰现象的探测主要依靠结冰信号器,该类信号器依据产品外形可以分为外伸式和内埋式两种。
根据所采用的关键技术可以分为放射线技术、热交换技术、谐振技术、磁滞伸缩技术、导电环技术等。
放射线技术传感器:利用安装在信号器内的放射元素锶90的放射性来工作的。
当没有冰层沉积时,放射线发出的电子束全部被吸收管吸收形成电子负压,使晶体管处于非导通状态。
当出现冰沉积时,部分电子被冰层吸收,使得到达吸收管的电子束减少,电压升高,晶体管导通而发出结冰告警信号。
热交换技术传感器:利用一个恒定功率热源向热敏元件加温,同时测量并不断比较热敏元器件上不同点位之间的增温速率,温差变化越大说明结冰的可能性和冰层厚度越大。
谐振技术传感器:利用线圈中的电磁激励原理使传感器中的弹性敏感元器件产生机械谐振,当有冰层沉积时,弹性敏感元件就会发生刚度变化而引起振动频率改变,从而给出结冰告警信号。
磁滞伸缩技术传感器:利用电磁振动原理将传感器设计在一个固定频率点进行超声振动,当有结冰沉积时,其振动频率相应改变,变化达到一定程度时就出现告警信号。
导电环传感器:利用电桥电路中的测温电阻在低温下的阻值变化引起电桥电路的不平衡,使导电环接通或断开而给出告警信号光纤式传感器：该类传感器是利用光的发射与接收原理,通过在光纤中传播的发射光被接收后的信号强弱来判断结冰的严重程度。
其具备以下优点:灵敏度高,能够探测出0.1 mm以下冰层厚度;预警时间短,预警响应时间不大于2 s;探测范围宽,最大探测冰层厚度超过5.0 mm;具有冰型判别功能,能够实现结冰告警,进行除冰效果判断,实现对飞机结冰的控制管理。
缺点是体积较大,并易受强光干扰。
最新发展方向：欧美等航空技术先进的国家已经在研发基于神经元网络技术的飞机结冰探测系统,还计划将气象信息与飞机姿态信息相综合,构成结冰安全自动控制和管理的飞行员专用信息系统。
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直升机上几种常用的传感器介绍直升机作为20世纪航空技术极具特色的创造之一，极大地拓展了飞行器的应用范围。
它不仅可以作低速、低空和机头方向不变的机动飞行，还可以小场地进行垂直升降。
这些优点使得直升机具有广阔的前景和使用价值。
作为一个复杂的系统，直升机内部安装了大量的传感器来保证直升机的安全、平稳、正确地飞行，其中包括了测量攻角的归零压差式攻角传感器，保证直升机平稳飞行的姿态传感器，测量油箱油位的变介电常数电容传感器，以及测量高度的高度传感器。
1 归零压差式攻角传感器攻角，也称迎角，是指气流与直升机旋翼之间的夹角。
飞机的火力控制系统、巡航控制系统以及失速警告系统都离不开飞机的攻角信息，攻角可以校正静压和动压，而静压和动压可以进一步计算气压高度和空速，因此获得精确的攻角对于飞机的大气数据系统具有十分重要的意义[1]。
美国等一些国家将其用于运输机、轰炸机、战斗机和导弹上，我国也曾将其应用在歼5战斗机和运1运输机上。
1.1 工作原理传感器的结构如图1-1所示，主要包括：敏感部分——探头；变换传动部分——气道、气室和桨叶；输出部分——电位器；温控部分——加热器和恒温器[2]。
归零压差式攻角传感器是一种空气动力装置，探头纵轴与飞行器纵轴相垂直，其上有两排互成90度的测压口，根据柏努利定理，圆柱表面的压力分布与该点径线相对气流的夹角有关。
因此，其压力分布系数θ2sin 41-=P当攻角不变时，两排测压口的气压是相等的。
而当攻角改变时，测压口在流场中敏感的压力差为()1212212sin sin 2θθρ-=-=V p p p d该压差经过气道、气室变换传动为压差力矩，推动浆叶，带动探头转动，直到压差为零；同时，探头转动时，与探头同轴的电刷便在电位计的绕组上产生角位移，从而电位计产生与攻角成比例的电信号，其原理图如图1-2所示。
整个过程均是自动调整的。
为保证在各种使用条件（速度、高度、温度…）下传感器仍能正常工作，传感器内配有恒温器，探头内有加热器。
1.2 主要技术性能指标归零压差式攻角传感器测量范围大，能满足直升机全攻角范围的测量要求，但探测到的攻角与实际相差较大，需进行校准。
另外由于杂质脏污容易进入测压口，工作性能受到影响，因此需经常维护和清洁。
该传感器还具有以下性能指标[3]：(1) 测量范围(误差±0.5°)：四种量程:A、-5°～+20°(25°)B、-15°～+15°(30°)C、-30°～+30°(60°)D、-50°～+5° (10°)(2) 总精度≤1%(选取以下指标中的最大误差A、非线性误差≤1%B、迟滞误差，非重复性≤1%C、气动零漂角α和安装校正角α*均≤满量程的1%(在无小风洞情况下暂定)(3) 灵敏限约5’～10’。
(4) 动特性(在风洞中给传感器探头±3°的阶跃信号)：A、回零过渡过程时间:T=0.075±0.025秒B、固有频率f : 约5~7周/秒(5) 讯号输出:A、可根据不同用途，输出二组或四组电信号。
B、每组电位计电阻值约800~1000欧姆(60°量程)。
C、电位计电源为直流，最大电压不应超过10伏，稳压电源电压的最大误差应小于0.1%。
(6) 加热系统：A、防冰功率≥80瓦B、加热系统共用直流电压27±2.7伏，壳体接负电位。
(7) 重量约1公斤(8) 寿命≥250个飞行小时(暂定)(9) 储存期：约2年(暂定)(10) 外形尺寸：传咸器全长: 190mm探头长度: 86mm法兰盘直径为: 115mm壳体最大直径为: 92mm1.3 传感器的安装位置攻角传感器最佳安装点应在直升机机翼侧曲线（z曲线）上压力系数为零的点处，此处可探测到直升机真实的攻角[4]。
然而，该点会随着飞行速度的改变而漂移，且速度增大时，该点顺流后移；反之，前移。
由于该点的不确定性，使得攻角传感器的安装不可能在飞行过程中始终位于最佳安装点。
因此，对于攻角传感器的安装应进行综合考虑。
2 姿态传感器顾名思义，姿态传感器是测量物体空间位置的一种传感器，保证了物体能以正确姿态到达正确的位置。
姿态传感器不仅在国防中有广泛应用，如航天卫星、大炮坦克等；在民事应用中也有很多，如汽车、起重机、机器人等。
姿态传感器包含了用于测量线加速度的三轴加速度传感器和用于测量角速度的三轴陀螺仪传感器，是一种复杂的传感器。
2.1 工作原理2.1.1 加速度传感器多数加速度传感器都采用压电效应，即对于不存在对称中心的异极晶体，加在晶体上的外力除了使晶体发生形变以外，还改变了晶体的极化状态，在晶体内部建立电场，这种由于机械力作用而使介质发生极化的现象称为（正）压电效应。
如图2-1所示，为压电式加速度传感器的原理图。
传感器有质量块、压电元件、支座、输出引线组成，支座刚性的固定在被测物体上。
当被测物体运动时，传感器产生加速度，质量块受到与加速度方向相反的惯性力，并作用于压电元件上，使其产生交变电荷（或电压）。
当振动频率远低于传感器的固有频率时，传感器的输出电荷(电压)与作用力成正比。
电信号经前置放大器放大，即可由一般测量仪器测试出电荷(电压)大小，从而得出物体的加速度[5]。
2.1.2 陀螺仪传感器传统的机械式陀螺是利用一个高速旋转转子在惯性空间的方位稳定性来实现测量角速度的。
在MEMS系统中要加工出高速旋转的复杂转子系统是非常困难的。
因此，现在大多采用振动陀螺仪，此类陀螺仪的工作原理是产生并测量哥氏加速度，即利用哥氏效应使陀螺结构的2个振动模态之间产生能量转换。
哥氏现象是指转动坐标系中的运动物体会受到与转动速度方向垂直的惯性力的作用[6]。
如图2-2所示的动态坐标系中，是物体转动的角速度，是径向速度，是切向速度，则哥氏加速度的推导公式是：ωγ0θ0γγγ= 000γωθ⨯=ωγγγγγγγγ⨯+=+=0000v dtd v v dt d 0200222γωγωγγαγγγ-⨯-=v dtd 结合上述4个等式，可得哥氏加速度：ωγαγ⨯-=202v c在得出哥氏加速度之后，则角速度转动方向就会保持不变，同时根据电容来进行采样角速度，然后再经过各种处理器对信号进行处理，最后可以得到与Z 轴方向的角速度成正比的电压信号。
2.1.3 姿态传感器attitude sensor结合加速度传感器和陀螺仪传感器的数据，在经由其他转换电路即可得到物体的姿态信息，具体原理图如2-3所示。
加速度、角速度、角度三者之间存在着一定的转换关系，例如在某些特定的测量环境中，测量数据是加速度或者角速度信息，但是所需要的是角度信息，那么就可以通过微积分的方法来进行三者之间的转换，从而可以得到要求的具体信息[7]。
1）加速度转换公式⎩⎨⎧⋅=⋅=βαsin sin g a g a yx 其中，a x 和a y 分别是水平和竖直方向的加速度，α和β为倾斜角度。
2）角速度转换公式t ⋅=ωϕ其中，φ为角度，ω为角速度，t 为时间。
2.2 优点与缺点姿态传感器具有以下优点与缺点：（1）优点姿态传感器具有很高的精度，其零偏移量在实验室中可达0.0005°/h ，可测量±15°的角度范围，最小分辨率高达0.005°，最大可承受10000g 的加速度，保证了传感器在恶劣环境下的仍能正常工作。
由于MEMS 技术的发展，姿态传感器逐步向轻小化发展，且价格较低廉。
（2）缺点尽管近些年来我国的姿态传感器得到了飞速的发展，但其仍存在许多问题：（1）由于我国的制造技术和工艺比较落后，使得传感器的可靠性相对较差；（2）由于我国产品集成度不高、智能化技术落后，传感器在性能和功能上相对于国外比较差；（3）由于我国对技术更新的不重视，姿态传感器的技术更新周期较慢，得不到较大的发展空间。
3 变介电常数电容传感器燃油是直升机动力的来源，时刻对油箱中燃油量的检测至关重要，保证了直升机的飞行安全和后续工作的安排。
作为直升机燃油测量系统的重要部件，变介电常数电容传感器可以实时向飞行员反映燃油情况。
3.1 工作原理影响电容主要有三个因素：极板距离、极板相对面积和介电常数。
只要保持其中两个量不变，就可以使电容成为第三个量的一元函数。
变介电常数电容传感器就是仅改变介电常数来达到测量目的。
电容器的电容表达式：δεS C = 其中，ε为介电常数，S 为极板相对面积，δ为极板间距。
如图3-1所示，将作为电容器两极板的圆筒1和圆筒2置于液体中（液体不能导电，若导电则对极板作绝缘处理），这样，极板间的介质有空气和液体两种。
液体介质的液面发生变化，则电容器的电容液随之改变[8]。
总电容C 由液体介质电容C 1和空气介质电容C 2组成：)/ln(211r R x C επ=)/ln()(222r R x h C επ-= ()()x r R r R h r R x h r R x C C C )/ln(2)/ln(2)/ln(2)/ln(222112121εεεπεπεπεπ-+=-+=+= 其中： h ——电容器总高度；x ——电容器浸入液体的深度；R ——同心圆电极的外半径；r ——同心圆电极的内半径；ε1——液体介电常数；ε2——空气介电常数；当容器尺寸和液体介质确定后，则：constant )/ln(21==r R h a επ ()constant )/ln(2221=-=r R b εεεπ 那么，C=a+bx ，说明电容量C 与电容器浸入液体的深度x 成正比。
当燃油量改变时，传感器的电容随之成比例的改变，再通过测量系统将电容量转化成直流电压信号，又经过数字化后输入到显示设备的微处理装置，最终计算出燃油液面高度变化后的油量容积，并显示出来。
具体工作过程见图3-2.3.2 优点与缺点变介电常数电容传感器具有以下的优点与缺点[9]：（1）优点①温度稳定性好：电容传感器的电容值一般与电极材料无关，有利于选择温度系数低的材料，又因本身发热极小，影响稳定性甚微；②结构简单：电容传感器结构简单，易于制造，易于保证高的精度，可以做得非常小巧，以实现某些特殊的测量；③适应性强：电容式传感器能工作恶劣环境中，可以承受很大的温度变化，承受高压力，高冲击，过载等；能测量超高温和低压差，也能对带磁工件进行测量；④动态响应好：电容传感器由于带电极板间的静电引力很小（约几个10-5 N ），又由于它的可动部分质量很轻，因此其固有频率很高，动态响应时间短，能在几兆赫兹的频率下工作，特别适用于动态测量。
⑤灵敏度高：电容传感器带电极板间的静电引力很小，所需输入力和输入能量极小，因而可测极低的压力和很小的加速度、位移等，使得分辨率高，能测量0.01μm甚至更小的位移。