大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)課件(中國民航大學(xué))

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)航空電子系2023/2/62023年2月6日大氣數(shù)據(jù)2發(fā)動機工作狀態(tài)測量飛行狀態(tài)測量導(dǎo)航系統(tǒng)飛機電子系統(tǒng)自動飛行飛行管理系統(tǒng)自動飛行控制系統(tǒng)通信系統(tǒng)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)無線電儀表無線電導(dǎo)航GPSADFVORDMEILS2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)3大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)概論飛行高度及高度變化率的測量飛行速度全靜壓系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機的基本計算方法大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)輸出及顯示儀表2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)4大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)發(fā)展歷史50年代前期，分立式儀表50年代后期，機載設(shè)備相繼增多模擬式中央大氣數(shù)據(jù)計算機各種模擬器件,伺服系統(tǒng)70年代,混合式大氣數(shù)據(jù)計算機80年代,數(shù)字式的大氣數(shù)據(jù)計算機的出現(xiàn)，為飛機提供更多的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)5地球大氣層對流層（變溫層）、平流層（同溫層）、中間層、電離層（熱層）、散逸層對流層：距地球中緯度11km，赤道17km，兩極8km包含了大氣質(zhì)量的3/4平流層：對流層頂部到離地約30km，溫度幾乎不變，包含了大氣質(zhì)量的約1/4中間層30km到80~100km為止，大量的臭氧電離層：中間層到離地500km，空氣稀薄，聽不到聲音散逸層：離地500~1600km之間，也稱為外層大氣2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)6大氣紊流大氣紊流（湍流）：空氣紊亂流動的現(xiàn)象，旋渦和不規(guī)則的波動，使得大氣中的風(fēng)向、風(fēng)速呈隨機變化。風(fēng)切變：空間任意兩點之間風(fēng)矢量的變化微下沖氣流：較強的下降氣流，飛機在起飛、著陸過程中遇到超過自己爬升或下降速率的下降氣流，對飛行的危害最大。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)7大氣數(shù)據(jù)有關(guān)的參數(shù)與大氣數(shù)據(jù)有關(guān)的參數(shù)靜壓：飛機周圍自由空氣的壓力動壓：氣流的定向運動具有動能，當(dāng)氣流到達(dá)駐點時，動能變?yōu)閴毫δ芎蜔崮?。單位面積上升高的壓力稱為動壓

pd=1/2ρυ2ρ為標(biāo)準(zhǔn)大氣H高度上的空氣密度

沖壓：定義與動壓相同。區(qū)別是：動壓是不可壓縮的流體的理想定義，而沖壓是考慮了空氣的可壓縮性2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)8與大氣數(shù)據(jù)有關(guān)的參數(shù)全壓：動壓和靜壓之和，即氣流到達(dá)駐點時，單位面積上的總壓力總溫：氣流到達(dá)駐點時獲得的氣溫叫總溫靜溫：飛機周圍自由空氣所具有的溫度攻角：飛機的質(zhì)量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機豎軸和縱軸所在平面內(nèi)測量的角度）側(cè)滑角：飛機的質(zhì)量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機橫軸和縱軸所在平面內(nèi)測量的角度）2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)9氣流角

（空速向量與機體軸系的關(guān)系）攻角：空速向量在飛機對稱面上的投影與機體軸的夾角，以速度向量的投影在機體軸之下為正（飛機的上仰角大于軌跡角為正）；側(cè)滑角：速度向量與飛機對稱面的夾角。以速度向量處于飛機對稱面右邊時為正。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)10氣流角2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)11標(biāo)準(zhǔn)大氣（一）國際標(biāo)準(zhǔn)大氣的規(guī)定空氣為干燥清潔的理想氣體，并遵循理想氣體方程所確立的關(guān)系國際標(biāo)準(zhǔn)大氣以平均海平面作為零高度氣壓為1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，氣溫15o，密度為0.125kg/m3為便于探討大氣中的壓力分布，國際標(biāo)準(zhǔn)大氣引用了重力勢高度的概念。重力勢表示地球大氣層內(nèi)某一給定點上空氣微粒的勢能。重力勢高度以平均海平面作為重力勢高度和幾何高度的共同基準(zhǔn)。重力勢高度又稱為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)12標(biāo)準(zhǔn)大氣（二）當(dāng)空氣微粒沿地球法線移動，單位質(zhì)量所做的功為：dΦ=ghdz=ghdh重力勢高度：H=Φ/gn重力加速度隨地理緯度的變化：重力勢高度與幾何高度的關(guān)系H=rh/(r+h)2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)13標(biāo)準(zhǔn)大氣（三）每一層大氣的溫度與重力勢高度之間的關(guān)系：國際標(biāo)準(zhǔn)大氣，氣壓與高度關(guān)系：2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)14大氣參數(shù)的測量單位壓力單位帕斯卡[Pa]：每平方米的面積上作用有1牛頓的力,1[Pa]=1[N/m2]標(biāo)準(zhǔn)大氣[atm]：1[atm]=101325[Pa]工程大氣壓[at]：1[at]=1[Kgf/cm2]=9.80665×104[Pa]巴[bar]：1[bar]=106[dyn/cm2]=105[Pa]毫米液柱：以液柱高度來表示壓力的大小

1[mmHg]=1[Torr]=1/760[atm]=133.322[Pa] 1[mmH2O]=9.80665[Pa]磅/英寸2[PSi]：1[PSi]=1[bf/in2]=6.89476×103[Pa]1米=3.2808398950131英尺,

1英尺=12英寸溫標(biāo)攝氏溫標(biāo)（t）、華氏溫標(biāo)（F）、熱力學(xué)溫標(biāo)（T）2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)15測試系統(tǒng)的靜態(tài)動態(tài)特性及誤差輸入/輸出特性曲線（難以用精確的解析式表示）2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)16測試系統(tǒng)的靜態(tài)動態(tài)特性及誤差串聯(lián)測試系統(tǒng)用圖解法求測試系統(tǒng)的輸入輸出關(guān)系。XXY1Y1Y1Y2Y2Y2YY2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)17用圖解法求測量環(huán)節(jié)的特性曲線y1=f1(x)y2=f2(y1)y=f3(y2)xy1y2yy1=f1(x)y2=f2(y1)xy1yy串聯(lián)測試系統(tǒng)靜態(tài)特性曲線兩個測試系統(tǒng)靜態(tài)特性曲線2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)18測量系統(tǒng)特性描述參數(shù)（一）系統(tǒng)的靜態(tài)誤差絕對誤差被測參數(shù)的給出值與相應(yīng)的真值之差的絕對值。相對誤差標(biāo)稱相對誤差：m取測量的指示值實際相對誤差：m取測量的真實值額定相對誤差：m取儀表的滿刻度值最大額定相對誤差：額定相對誤差的最大值基本誤差、附加誤差和工作誤差基本誤差與標(biāo)準(zhǔn)設(shè)備進行對比和校準(zhǔn)的差值附加誤差使用條件偏離標(biāo)準(zhǔn)條件工作誤差工作環(huán)境因素變化情況下的誤差極限值2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)19系統(tǒng)的靜態(tài)誤差（二）系統(tǒng)誤差、隨機誤差和過失誤差原理誤差構(gòu)造誤差系統(tǒng)誤差(誤差恒定不變或按一定規(guī)律變化）環(huán)境誤差人員誤差隨機誤差多次測量所得各次的誤差過失誤差測量者讀數(shù)、記錄、計算所造成的誤差精密度、準(zhǔn)確度和精度誤差的反義詞測量范圍、量程測量上限、下限靈敏度輸出量微小變化與輸入量微小變化之比2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)20測量系統(tǒng)特性描述參數(shù)（三）分辨率輸出量的每個階梯所代表的輸入量的大小遲滯同一工作條件下，同一參數(shù)的測量值正反行程不同重復(fù)性同一方向多次改變參數(shù)時，對同一被測參數(shù)所得的輸出值之間的接近和重復(fù)程度。系統(tǒng)的動態(tài)誤差 在動態(tài)測量時輸入?yún)?shù)與輸出參數(shù)之間隨時間而變化的函數(shù)關(guān)系。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)21飛行高度及高度變化率的測量2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)22高度定義定義 飛機的重心在空中距離某一測高基準(zhǔn)面的垂直距離。絕對高度：基準(zhǔn)面為實際海平面相對高度：基準(zhǔn)面為某一參考平面真實高度：基準(zhǔn)面為飛機正下方的地面目標(biāo)之最高點在內(nèi)的并與地平面平行的平面標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度：基準(zhǔn)面為標(biāo)準(zhǔn)海平面 標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度是國際上通用的高度，主要防止同一空域或同一航線上的飛機在同一氣壓面上飛行，發(fā)生兩機相撞的可能。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)232023年2月6日大氣數(shù)據(jù)24高度測量方法利用大氣的物理特性測高通過測量大氣壓力（靜壓）間接測高通過測量大氣密度來測量飛行高度利用無線電波的反射特性測量飛行高度（測真實高度）通過測量飛機的垂直加速度，再二次積分得飛行高度2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)25氣壓式高度表利用測量絕對壓力的彈性敏感元件來測量大氣靜壓，根據(jù)高度與大氣靜壓的關(guān)系，利用轉(zhuǎn)換機構(gòu)輸出標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度（相對于標(biāo)準(zhǔn)海平面的重力勢高度） 真空膜盒、膜盒串、波紋管氣壓式高度表的誤差推導(dǎo)標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度公式時，對標(biāo)準(zhǔn)大氣作了一些假設(shè)，而實際大氣并不完全符合這些假設(shè)推導(dǎo)標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度公式時，假設(shè)了標(biāo)準(zhǔn)大氣和標(biāo)準(zhǔn)海平面，但實際海平面大氣參數(shù)與標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣參數(shù)不同構(gòu)造誤差壓力敏感元件的溫度誤差摩擦誤差2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)26氣壓高度的測量系統(tǒng)高度與大氣壓力關(guān)系為非線性為使氣壓高度系統(tǒng)能用來測量飛機所在處相對于某一參考基準(zhǔn)面的相對高度，系統(tǒng)中必須設(shè)有氣壓修正機構(gòu)，并保證修正量與測高系統(tǒng)輸出量之間成線性關(guān)系選用彈性模數(shù)溫度系數(shù)小的恒彈性合金或熔凝石英2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)27機械式氣壓高度表

2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)28氣壓式高度表的使用標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度的測量絕對高度的測量相對高度的測量氣壓調(diào)節(jié)旋鈕，調(diào)節(jié)測量高度基準(zhǔn)面的大氣壓力，單位：英寸汞柱、百帕2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)29高度傳感器

用凸輪完成高度解算，凸輪型面決定的從動軸轉(zhuǎn)角Ф與主動軸轉(zhuǎn)角θ間的函數(shù)關(guān)系Ф=f(θ),保證該傳感器輸出角θ與高度（H）間是線性關(guān)系，θ=KθH。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)30高度變化率的測量飛機平飛，表殼內(nèi)外氣壓相等，膜盒不膨脹不收縮，指針指零飛機上升，開口膜盒內(nèi)氣壓小于膜盒外氣壓，膜盒收縮，指針上指飛機下降，開口膜盒內(nèi)氣壓大于膜盒外氣壓，膜盒膨脹，指針下指2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)31飛行速度定義 當(dāng)飛機在所選坐標(biāo)系內(nèi)運動時，沿其重心運動軌跡切線方向的速度稱為飛行速度。速度的種類飛機相對于地球運動的速度升降速度：飛機重心沿地垂線方向運動的速度分量地速：飛機重心沿地平面運動的速度分量飛機相對空氣運動的速度(橫軸-機翼所在的軸，縱軸-機身軸)側(cè)滑速度：飛機在垂直截面內(nèi)橫軸相對于氣流的運動速度空速：飛機在縱軸對稱面內(nèi)相對于氣流的運動速度2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)322023年2月6日大氣數(shù)據(jù)33地速的測量W(地速）=Vt（真空速）+V（風(fēng)速）地速：飛機相對于地面的速度風(fēng)速：空氣相對于地面的運動速度空速：飛機相對于氣流的速度地速的測量：線加速度積分法和多卜勒效應(yīng)法2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)34空速的測量飛機相對于氣流的速度即為氣流相對于飛機的速度不考慮空氣的壓縮性（密度、溫度不變）時，

考慮空氣的壓縮性（密度、溫度變化）時，上式不正確?？諝饬魉俚扔诨虼笥谝羲贂r會產(chǎn)生激波，狀態(tài)參數(shù)發(fā)生很大變化。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)35空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎(chǔ)

若切面1處空氣未受擾動，其壓力和密度即為該處靜壓和空氣密度，它與物體相對速度為V，設(shè)法使空氣流在切面2處全阻滯，所有動能全部轉(zhuǎn)化為壓力能和內(nèi)能。（壓力為全壓）使用全靜壓管收集全靜壓，使切面1處氣流不被擾動，2處氣流流速為零。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)36空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎(chǔ)

考慮音速的表達(dá)形式：

沖壓可表示并化解為：

K為空氣的絕熱指數(shù)

K=1.42023年2月6日大氣數(shù)據(jù)37空速與動壓的關(guān)系qc((×9.8Pa)當(dāng)飛機在同一高度、同一速度飛行時，考慮空氣壓縮性比不考慮空氣壓縮性所得的動壓大。馬赫數(shù)為0.6~0.7時，不考慮空氣的壓縮性，計算空速時，會造成9~13%的誤差。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)38空氣流速大于音速時的空速

當(dāng)空氣與飛機間的相對運動速度大于音速時將產(chǎn)生激波，空氣在激波前后狀態(tài)參數(shù)差別很大，伯努力方程已經(jīng)不適用，涉及高速空氣動力學(xué)知識，推導(dǎo)復(fù)雜。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)39真空速、指示空速、馬赫數(shù)指示空速 將飛機所具有的空速歸化為標(biāo)準(zhǔn)海平面上飛機相對于空氣的運動速度，即不考慮飛機所在處大氣參數(shù)隨高度而變化的空速。指示空速只與動壓有關(guān)。真空速 空氣與物體之間相對運動的真實流速，即飛機相對空氣運動的真實速度。馬赫數(shù) 真空速與當(dāng)?shù)匾羲俚谋戎怠?023年2月6日大氣數(shù)據(jù)40機械式真空速表原理機械式空速表通常不測量大氣靜溫、密度，而是將它們轉(zhuǎn)換為大氣靜壓的測量。在標(biāo)準(zhǔn)大氣的情況下，飛機所在處大氣參數(shù)和標(biāo)準(zhǔn)海平面大氣參數(shù)的關(guān)系為：2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)41空速表結(jié)構(gòu)

撥桿式組合型空速表結(jié)構(gòu)

2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)42空速表用開口膜盒測動壓，真空膜盒測靜壓，且都有非線性輸入/輸出靜特性。運算通過撥桿、扇形齒輪實現(xiàn)。利用粗、細(xì)兩個指針指示指示空速和真空速2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)43指示空速如果將真空速中的大氣靜壓、密度（或靜溫）看作常數(shù)，并分別等于國際標(biāo)準(zhǔn)大氣中標(biāo)準(zhǔn)海平面上的大氣靜壓、密度（或靜溫），則所得空速為指示空速。指示空速只在標(biāo)準(zhǔn)海平面上與真空速相等。指示空速只與動壓有關(guān)，也稱為儀表空速。隨高度增加，大氣密度相對變化量急劇增加，真空速和指示空速差值急劇增加。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)44指示空速的計算指示空速只與動壓有關(guān)，指示空速表只需開口膜盒。（見p45頁圖）2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)45指示空速與真空速的關(guān)系真空速與動壓的關(guān)系：指示空速與動壓的關(guān)系：指示空速與真空速的關(guān)系：指示空速反映飛機上的空氣動力的大小，是操縱飛機，保證飛行安全的重要參數(shù)。飛機升力為Y=CYSpd2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)46馬赫數(shù)對亞音速飛機，在飛機速度小于臨界馬赫數(shù)時，飛機具有速度穩(wěn)定性達(dá)到臨界馬赫數(shù)時，飛機焦點后移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定，反操縱現(xiàn)象飛機接近音速時，某些局部可能產(chǎn)生局部激波，阻力急劇增加，將會導(dǎo)致飛機的穩(wěn)定性和操縱性變壞，甚至產(chǎn)生激波失速。為防止激波失速，必須測量馬赫數(shù)。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)47馬赫數(shù)與沖壓、靜壓的關(guān)系2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)48溫度與馬赫數(shù)的關(guān)系馬赫數(shù)僅與動壓（或全壓）和靜壓有關(guān)，而與大氣靜溫（或大氣密度）無關(guān)。大氣總溫與靜溫之間的關(guān)系離不開馬赫數(shù)可根據(jù)總溫和馬赫數(shù)間接求解大氣溫度馬赫數(shù)表由皮托管引入全壓和靜壓到開口膜盒和密封殼體中。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)49馬赫數(shù)表的結(jié)構(gòu)根據(jù)真空速與動壓、靜壓、氣溫的關(guān)系和音速與氣溫的關(guān)系，可以求出馬赫數(shù)與動壓、靜壓的關(guān)系。若保持靜壓、氣溫不變，動壓增大，真空速必然相應(yīng)的增大。音速不變，所以馬赫數(shù)變大；若保持動壓、氣溫不變，靜壓減小，真空速也必然增大，音速不變，馬赫數(shù)也要變大；若動壓、靜壓不變，氣溫升高，則真空速和音速按同樣的比例增大，馬赫數(shù)保持不變。由上面的分析可知：馬赫數(shù)的大小只由動壓和靜壓來決定，而與氣溫?zé)o關(guān)。馬赫數(shù)表就是用一個開口膜盒測量動壓，而用一個真空膜盒測量靜壓，經(jīng)過傳動機構(gòu)使指針指示馬赫數(shù)的儀表。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)50馬赫數(shù)表與真空速表的不同馬赫數(shù)表利用一個開口膜盒感受動壓，利用真空膜盒感受靜壓，指針的指示按馬赫數(shù)與動壓、靜壓的函數(shù)關(guān)系式所表示的關(guān)系，隨動壓的增大而增大，隨靜壓的增大而減小工作的。它的結(jié)構(gòu)與組合型空速表大致相同。馬赫數(shù)表與組合型空速表的主要區(qū)別有以下兩點：從理論上講，它們的真空膜盒的特性曲線是不同的，馬赫數(shù)與氣溫?zé)o關(guān)，而真空速與氣溫有關(guān)。馬赫數(shù)與靜壓的0.5次方成反比；而真空速與靜壓的0.4次方成反比。馬赫數(shù)與真空速的這一區(qū)別，決定了馬赫數(shù)表真空膜盒的特性曲線與組盒型空速表中真空速表部分的真空膜盒的特性曲線是不同的。馬赫數(shù)表沒有氣溫方法誤差，因為馬赫數(shù)只與動壓、靜壓有關(guān)，與氣溫?zé)o關(guān)，所以氣溫變化時，馬赫數(shù)表沒有氣溫修正。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)51用于計算各種大氣數(shù)據(jù)信息的原始參數(shù)

信號：

決定因素：(Ps)靜壓

大氣壓力(Pt)全壓

皮托管壓力(Qc)動壓

總壓靜壓(ALT)高度

靜壓

高度變化率

靜壓的變化率(M)馬赫數(shù)

總壓靜壓(TAT)大氣總溫

總溫(SAT)大氣靜溫

總溫馬赫數(shù)(IAS)指示空速

總壓靜壓(CAS)計算空速

總壓靜壓SSE(TAS)真空速

總溫馬赫數(shù)2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)52基本補償靜壓源誤差修正(SSEC)：修正因氣流流過飛機引起的靜壓誤差?？諝鈮嚎s補償：修正速度和高度變化引起的皮托管內(nèi)空氣壓縮性函數(shù)的變化?？諝饷芏妊a償：修正溫度和高度變化時引起的空氣密度的變化。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)53空速之間的關(guān)系全壓靜壓氣壓傳感器機電傳感器靜壓源誤差校正指示空速計算空速空氣壓縮性補償空氣密度變化補償當(dāng)量空速真空速機電傳感器總溫2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)54全靜壓系統(tǒng)全靜壓系統(tǒng)用來收集氣流的全壓和靜壓，并把它們輸送給需要全靜壓的儀表及有關(guān)設(shè)備。全靜壓管收集全靜壓的精確程度，與全靜壓管的結(jié)構(gòu)、飛機迎角、飛行速度有關(guān)，大迎角飛行和跨音速飛行時，全靜壓管收集的全靜壓不準(zhǔn)確。全靜壓系統(tǒng)輸送全靜壓的迅速程度與飛機的升降速度有關(guān)，飛行高度迅速改變的過程中，全靜壓系統(tǒng)輸送壓力會有延遲。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)55全、靜壓管結(jié)構(gòu)與特點全靜壓管結(jié)構(gòu)（p53頁）2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)56全、靜壓管結(jié)構(gòu)與特點亞音速全靜壓管特點：（p53頁）頭部半球形或稍尖，靜壓孔沿管子某一橫截面均勻分布。為準(zhǔn)確測量，靜壓孔至管前端的距離應(yīng)大致等于全靜壓管直徑的三倍。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)57全、靜壓管結(jié)構(gòu)與特點超音速全靜壓管特點：（p54頁）管身細(xì)長，頭部稍尖管壁薄，平頭型靜壓孔離前端較遠(yuǎn)上部4個孔，下部6個孔，兩側(cè)無后部的延伸管加長，且多裝在機頭前方2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)58應(yīng)急全、靜壓孔當(dāng)全靜壓孔故障失效時，為有儀表提供信息結(jié)構(gòu)與一般全靜壓孔相同，但無靜壓孔，安裝在氣流平穩(wěn)，能正確收集全壓的地方應(yīng)急靜壓孔設(shè)在機身表面沒有紊流的地方，兩個靜壓孔對稱于飛機對稱面2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)59全靜壓系統(tǒng)2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)60全靜壓探頭和備用靜壓孔2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)61全、靜壓探頭全靜壓管包括全壓、靜壓和加溫部分全壓口位于全靜壓管的頭部正對氣流方向空氣流至全壓口時，完全受阻，流速為零靜壓孔位于全靜壓管周圍沒有紊流的地方加溫組件防止氣流中的水汽因氣溫降低而在管內(nèi)結(jié)冰全靜壓管為流線型管子，表面光滑，以便減弱對氣流的擾動，準(zhǔn)確收集靜壓。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)62全靜壓探頭排水裝置2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)63加溫組件2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)64Boeing737-700全靜壓系統(tǒng)2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)65大迎角飛行時全靜壓系統(tǒng)儀表的指示特點（一）迎角改變，相對氣流與全靜壓管中心線的夾角也改變，因而收集的全、靜壓改變。迎角越大，夾角越大，全、靜壓誤差也越大。迎角增大，全壓口收集的全壓減小。迎角越大，全壓誤差越大。由于前端形狀的不同，相同情況下，超音速時的誤差比亞音速時誤差要小。亞音速時，迎角增大，下部的靜壓孔處，因氣流受阻而減速，收集的靜壓增大。上部、側(cè)面的靜壓孔因氣流加速和產(chǎn)生渦流，收集的靜壓減小，總結(jié)果是減小。超音速時，靜壓基本不變。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)66大迎角飛行時全靜壓系統(tǒng)儀表的指示特點（二）亞音速時，迎角增大，全、靜壓都減小，動壓誤差不大；超音速時，全壓減小，靜壓基本不變，故動壓減小。亞音速，迎角增大時，高度表、真空速表和馬赫數(shù)表多指，指示空速表誤差不明顯。超音速，迎角增大時，由于靜壓誤差小，高度表誤差小。由于動壓減小，指示空速表、真空速表和馬赫數(shù)表少指，誤差明顯。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)67攻角和側(cè)滑角的測量攻角：飛機縱軸（或機翼弦線）與迎面氣流角夾角側(cè)滑角：飛機橫軸與側(cè)向氣流間的夾角攻角傳感器只能測量出傳感器所在處的“局部攻角”，與“真實攻角”之間有一“攻角位置誤差”2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)68攻角傳感器

右側(cè)為翼形，左側(cè)為錐形。翼形傳感器即旋轉(zhuǎn)風(fēng)標(biāo)式傳感器，它由一個經(jīng)過靜力平衡的風(fēng)標(biāo)(葉片)，傳動機構(gòu)、信號變換器(自整角機或電位計)及固定連結(jié)部分等組成。錐形傳感器是差動式傳感器。它的探測部分主要是一個圓錐形管，在管子對稱面(中性面)上開有一條縫隙，以接收迎面來的氣流。當(dāng)氣流不在縫隙(氣縫)所在的對稱面上時，傳感器便輸出一個角度信號。飛機的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都取決于攻角的大小，當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時，飛機會發(fā)生失速2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)691.管路泄漏對儀表顯示的影響（1）靜壓管在非增壓艙泄漏高度表指示增加，空速指示增加，升降速度表指針跳動一下后指示正確的數(shù)值。（2）靜壓管在增壓艙泄漏高度表指示減小，空速指示減小，升降速度表指示不確定，取決于增壓艙的壓力變化率。（3）全壓管在非增壓艙或增壓艙泄漏全壓管泄漏僅影響空速表的指示，氣壓高度表和升降速度表不受影響。當(dāng)全壓管在非增壓艙泄漏時，顯示空速減??；當(dāng)全壓管在增壓艙泄漏時，顯示空速無法確定。全靜壓系統(tǒng)的基本故障分析2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)70（4）全壓管與靜壓管同時泄漏空速表指示為零，如果泄露處于非增壓艙則氣壓高度指示增加，升降速度表指示不變；如果泄露處于增壓艙則氣壓高度指示減小，升降速度表指示取決于艙壓變化率；2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)712.管路堵塞對儀表顯示的影響（1）靜壓管堵塞爬升：空速指示減小，高度表指示不變，升降速度表指示為零；下降：空速指示增加，高度表指示不變，升降速度表指示為零；2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)72（2）全壓管完全堵塞2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)73管路堵塞對儀表顯示的影響（3）全壓管堵塞，排泄孔通暢2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)74大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)-----功能及要求功能 測量靜壓、總壓、總溫以及參與修正作用的攻角和氣源誤差，經(jīng)過解算裝置或計算機的運算，輸出大量的大氣數(shù)據(jù)信息。優(yōu)勢減少大量的重復(fù)儀表和傳感器提高大氣數(shù)據(jù)的計算精度擴大測量系統(tǒng)的功能，提高系統(tǒng)可靠性對大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)的要求：能利用所測參數(shù)計算大氣數(shù)據(jù)信息，應(yīng)具有不同形式的輸出信號應(yīng)具有誤差修正功能、監(jiān)控功能和故障告警功能應(yīng)具有飛行前后的自檢功能；故障診斷、故障隔離功能應(yīng)具有快速方便地更換部件和機器的快速拆裝能力2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)75基本解算關(guān)系高度的解算（見前述公式）馬赫數(shù)的解算（見前述公式）指示空速的解算（見前述公式）真空速的解算大氣密度的解算2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)76大氣數(shù)據(jù)計算機組成傳感器測量 靜壓傳感器、全壓傳感器、總溫傳感器、攻角傳感器等具有可進行誤差修正和補償?shù)慕馑阊b置座艙指示、顯示裝置及信號輸出裝置2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)77

模擬式ADC對氣流的全壓、靜壓和大氣全溫進行處理，并將計算輸出的模擬信號輸出到相應(yīng)的儀表和其它設(shè)備。模擬式ADC2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)78混合式大氣數(shù)據(jù)計算機2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)79數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)80數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器電容式壓力傳感器壓阻式壓力傳感器振膜式壓力傳感器總溫傳感器2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)81數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器（一）差動電容式壓力測量原理差壓為零時，輸出為零；差壓不為零，輸出電壓的幅值取決于差壓的大小，相位取決于差壓的正負(fù)。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)82電容量式壓力傳感器

將隨壓力變化的電容量變換成電壓輸出。

UOUT=XPUR/XRXP，XR為被測可變電容和標(biāo)準(zhǔn)參考電容的阻抗放大器參考電壓UR參考電容CR固定的3KHz激勵電源UR石英膜盒CP輸出電壓UOUT2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)83數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器（二）壓阻式壓力傳感器UOUTURR1R3R2R42023年2月6日大氣數(shù)據(jù)84振膜式壓力傳感器

在一定的壓力范圍內(nèi)，在系統(tǒng)振動質(zhì)量一定時，諧振頻率僅是壓力P的函數(shù)。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)85全溫探頭2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)86數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口多路轉(zhuǎn)換器直流電壓/數(shù)字轉(zhuǎn)換V-T式A/D轉(zhuǎn)換雙積分式A/D轉(zhuǎn)換逐次逼近式A/D轉(zhuǎn)換交/直流轉(zhuǎn)換原理頻率/數(shù)字轉(zhuǎn)換原理頻率測量原理周期測量原理自整角機同步信號/數(shù)字轉(zhuǎn)換電阻/數(shù)字轉(zhuǎn)換多路轉(zhuǎn)換器S/HA/D輸入信號的傳輸2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)87數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸出接口串行輸出接口數(shù)字—直流電壓轉(zhuǎn)換電路數(shù)字—交流電壓轉(zhuǎn)換數(shù)字—自整角機轉(zhuǎn)換電路2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)88ARINC-429總線

一、ARINC規(guī)范ARINC是美國航空無線電公司的簡稱。它是由美國的飛機制造廠、航空公司、航運公司及某些外國航空公司組成的。它的主要任務(wù)是制定各種規(guī)范。

ARINC公司制定的技術(shù)規(guī)范，即稱ARINC規(guī)范。

向制造廠提供

設(shè)備的設(shè)計要求將物理特性和電特性最大限度標(biāo)準(zhǔn)化2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)89二、ARINC—429規(guī)范

電路結(jié)構(gòu)發(fā)送器接收器BPRZ碼單向傳輸字速率高速429100Kbps低速42912~14kbps

信息源BPRZ三態(tài)碼數(shù)據(jù)時鐘字同步信號NRZ數(shù)據(jù)時鐘字同步信號發(fā)送器接收器2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)90寂靜時間PSSM數(shù)據(jù)位SDI標(biāo)號位BCD碼12412412+/-BNR碼00100000013231302928******1110987654321102代表標(biāo)號為201CH1CH2CH3CH4CH542184218421842184210000010001000110101292726232219181514110223520481024512*1/161/21/41/8*1/256282726*1413112023年2月6日大氣數(shù)據(jù)91大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)輸出2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)92數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----微處理器程序結(jié)構(gòu)基本組成管理程序?qū)崟r的大氣數(shù)據(jù)計算（或其他數(shù)學(xué)任務(wù)）程序非實時的自檢和故障監(jiān)控程序自檢監(jiān)控程序?qū)崟r中斷服務(wù)自檢程序限值程序開中斷初始化啟動YN2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)93DADCARINC706原理方塊圖

2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)94數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----36項自檢功能檢查輸入總溫是否在規(guī)定的范圍內(nèi)機型程序檢查檢查靜壓傳感器周期計數(shù)是否在規(guī)定范圍檢查靜壓傳感器溫度輸出范圍檢查頻/數(shù)轉(zhuǎn)換是否完善ARINC輸出端繞回檢查對RAM檢查對ROM檢查指令檢查對CPU檢查攻角比較檢查檢查Ps=Pt（僅在地面功能檢查時進行）備用VMO離散量檢查EPROM讀/寫檢查靜壓（或全壓）鎖相環(huán)檢查微處理器計算功能檢查2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)95大氣數(shù)據(jù)計算機的基本計算方法線性插值法零階插值一階插值拋物線插值法2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)96線性插值點的選取法線性插值點的一般選取方法等距選取法非等距選取法分段等距選取法最佳非等距選取法2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)97實用參數(shù)計算（1）馬赫數(shù)的計算若要求馬赫數(shù)的分辨率為，則要求

而2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)98實用參數(shù)計算（2）升降速度的計算用固定時間間隔內(nèi)測得的高度變化除以時間（對高度信號的分辨率要求高）如升降速度精度要求±0.5m/s，更新周期0.2s，則0.2s內(nèi)至少應(yīng)該測量±0.1m的高度變化；設(shè)最大高度30000m，分辨率0.05，則30000/0.05=600000，超出計算機單字長。修改為用：

dH/dps可用插值法求取，在所有高度上，對升降速度的要求折算成對靜壓變化率的要求。更新速率與分辨率之間的矛盾，還可以在硬件上解決。2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)99實用參數(shù)計算（3）馬赫數(shù)變化率的計算直觀方法與升降速度計算相同的問題，故改變計算形式：令，則2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)100傳感器靜特性校正分段線性插值法整體擬合校正2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)101壓力傳感器的溫度補償Δt2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)102二維線性插值原理先保持y不變，對x進行插值再固定y，對x進行插值2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)103靜壓源誤差校正（SSEC）靜壓源誤差規(guī)律模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機的靜壓源誤差修正電氣修正（見下圖）機械修正氣動修正數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的補償方法（軟件查表法）傳感器差動變壓器psΔULUsAMGSSEC2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)104大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)及其顯示儀表左側(cè)ADIRU向許多系統(tǒng)和部件提供大氣數(shù)據(jù)基準(zhǔn)（ADR）數(shù)據(jù)。ADR數(shù)據(jù)在ARINC429數(shù)據(jù)總線上輸出。在每條總線上的數(shù)據(jù)是相同的。一條數(shù)據(jù)總線從ADIRU的ADR部分到慣性基準(zhǔn)IR部分。以下是從左側(cè)ADIRU接收ADR數(shù)據(jù)的部件和系統(tǒng)：自動油門（A／T）計算機顯示電子組件（DEU）1和2飛行操縱計算機（FCC）A飛行數(shù)據(jù)獲取組件（FDAU）空中交通管制（ATC）1和2襟翼／縫翼電子組件(FSEU）近地警告計算機（GPWC）失速管理偏航阻尼器（SMYD）1座艙壓力控制器(CPC)1和2氣象雷達(dá)接收機發(fā)射機（WXRR／T）飛行管理計算機（FMC）12023年2月6日大氣數(shù)據(jù)105大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)及其顯示儀表2023年2月6日大氣數(shù)據(jù)106ADC提供的參數(shù)（1）A／T計算機ADIRU向A／T計算機發(fā)送下列ADR數(shù)據(jù)用于油門指令計算：計算空速、真空速、最大使用速度、馬赫數(shù)、最大使用馬赫數(shù)、未修正的氣壓高度、修正的氣壓高度、大氣靜溫、大氣總