对某型号民用飞机迎角传感器安装位置的研究

B737飞机迎角传感器故障分析吴锋宋剑0引言大气数据系统是飞机重要系统之一，直接影响飞机的操纵模式与飞行状态。

飞行所需的大气数据由采集到的原始参数计算获得，原始数据包括全压、静压、总温、迎角。

其中迎角（AOA）是飞机与大气之间相对运动的矢量与飞机或机翼上的参考线之间的角度，大多数商用喷气式飞机使用机身中心线或纵轴作为参考线。

迎角数据是飞行控制的重要参数之一，飞行控制系统根据飞机全重、迎角、空速等参数，调整飞机姿态及发动机推力，以确保飞机的姿态处于安全飞行包线中。

迎角传感器的故障可以导致间隙或连续性抖杆、最低速度不正确、增大控制飞机低头的操作力、空速不一致警告、高度不一致警告、AOA不一致警告、感觉压差灯亮、自动驾驶脱开等故障。

上述故障在飞行的各个阶段可能导致运行风险，包括冲出跑道、飞机返航备降、飞机失速、非指令配平。

1迎角传感器的原理波音737飞机有两个迎角传感器，分别装在驾驶舱前下部的两侧，飞机具备一定的运动速度后（空速80节以上），外部的气动力驱动风标叶片转动与气流方向一致，带动叶片转轴连接的两组转子线圈，在垂直的定子线圈（与机身固定的正弦余弦解算器）上产生对应的感应电动势，用于测量转子转动的角度，即飞机的运动中的迎角。

每一个迎角的角度信号分为两路输出：一路送至同侧的失速管理偏航管理组件（SMYD），用于失速警告逻辑的判断，如图1所示。

另一路送至同侧大气数据惯导组件（ADIRU），用于计算高度、空速等大气数据的补偿参数，如图2所示。

2迎角传感器的结构2.1AOA的外观示意图迎角传感器分为机械部分和电气部分。

机械部分由壳体、安装座、風标等组成。

电气部分由两组转子线圈、两组定子正弦余弦解算器、两个电插头、加温电路等组成。

如图3所示。

2.2AOA内部线路图迎角传感器的J1电插头包含一组解算器，将迎角信号提供给SYMD，此插头中还包含迎角传感器的电加温电路。

J2插头包含一组解算器，将迎角信号提供给ADIRU。

飞机着陆下沉速度的间接控制方法作者：汪文君蒋启登杨全伟李志蕊来源：《航空科学技术》2018年第09期摘要：着陆试验中，飞行员需要操纵飞机以要求的下沉速度着陆，但飞行员座舱内不显示下沉速度。

考虑到飞机速度与下沉速度之间的关系，探索了一种通过平显的飞机速度大小和方向间接控制下沉速度的方法。

首先分析了平显的飞机速度方向与真实速度方向之间的关系式，并针对着陆状态对该关系式进行了简化处理，得出了接地时的关系式;然后利用某型飞机着陆的数据，识别了接地时关系式中的系数，并将识别出来的关系式应用于该型飞机着陆试验中。

试飞结果表明，该方法能让飞行员凭借平显的飞机速度大小和方向间接量化判断下沉速度的大小，实现了下沉速度的控制从经验式到量化式的转变，明显提高了下沉速度的控制精度，降低了着陆试验的风险。

关键词：强度试飞;着陆试验;下沉速度;飞机速度;速度方向中图分类号：V217+.32 文献标识码：A起落架强度试飞的目的是检查起落架结构的强度和刚度，着陆试验是其中的重要试飞科目。

与正常着陆过程中拉飘飞机以较小的下沉速度着陆不同，强度试飞中的着陆试验要求飞行员操纵飞机以要求的大下沉速度着陆，是国军标规定的复杂和风险科目。

目前，着陆过程中飞行员所看到的仪器和设备不能直接帮助他及时准确地看到下沉速度的大小，更多的是依靠飞行员的经验判断下沉速度的大小。

通常，通过下沉速度由小到大的着陆试飞训练，培养飞行员判断下沉速度大小的经验并摸索下沉速度大小与飞机纵向杆量的关系。

但是训练的飞行员经验容易受外界因素的影响而出现偏差，如天气情况，导致下沉速度判断不准确;此外着陆过程中，飞机杆量均是输入参数，很难得出飞机纵向杆量与下沉速度的一一对应关系。

这些因素导致着陆试验时下沉速度易超过任务要求甚至超出飞机使用限制，为试验增加了风险。

本文从飞机平显（HUD）显示信息人手，提出了飞行员通过平显的飞机速度大小和方向间接控制下沉速度的方法。

考虑到平显的飞机速度方向是通过迎角传感器测量的迎角和陀螺仪测量的姿态角相减得到的，分析了由于迎角传感器的机械零位和固有动特性、安装支杆和机体弹性变形、当地气流方向受飞机外形影响与前方气流方向的差别、飞机俯仰运动和地面效应等产生的迎角测量误差对速度方向的影响并进行了修正。

733飞机机身部分规范绕飞机一周：绕飞机一周必须按规定路线从起点开始，最后回到起点，绕飞机路线中的字母代码与工卡中的步骤顺序代码一致。

目的是提醒检查者该处的检查重点，但是对飞机外表蒙皮及遍布飞机的漏水孔、适航标签，工卡虽未提及，检查者仍应注意蒙皮是否有明显的损坏，漏水孔是否有不正常的液体漏出，检查并确保外部的适航性标志和标牌没有丢失且清晰可读。

（注：外部适航性标志和标牌包括货舱标牌、客舱(主舱)门外部标志和标牌、紧急出口门外部标牌，燃油勤务面板标牌。

）同样对于飞机外部的导线管及邻近电门等电气部件，工卡中虽未提及，检查者仍应注意这些电气部件是否有相磨或受损坏：A区域1：雷达罩安装牢固且无损伤，检查雷达罩上的安装螺钉无丢失，雷达搭接带完好在位；无鸟击；雷击的痕迹。

风挡雨刷停靠在位，无损伤；各风挡玻璃外表无损伤。

雷达罩固定螺钉2：检查皮托管（共4），备用静压孔（共2），全温探头（共1），迎角传感器（共2）应无损伤。

皮托管有4个，分布在驾驶舱下部的两边，左边两个，右边两个。

检查时应确认皮托管无烧黑，烧蚀的痕迹，皮托管无堵塞。

迎角传感器有两个，分别在机身左右皮托管下部。

检查时应确认迎角传感器在位且无损伤。

注意：红(或者黑)框区域为RVSM区域,若有损伤不能按RVSM放行。

检查全温探头在位，且无堵塞，无其他损伤。

迎角传感器TAT 探头皮托管3：目视检查前电子舱门（前鼻子舱门）关好，无损伤，门锁栓应牢固。

电子舱门关上后应确认锁扣按回去，与机身齐平。

注意 前电子舱舱门与后电子/电气舱门共用一个门警告灯。

前电子舱门机身漏水孔B 区域1：目视检查后电子舱门关好，无损伤，门锁栓应牢固。

电子舱门关上后应确认锁扣按回去，与机身齐平。

注意 前电子舱舱门与后电子/电气舱门共用一个门警告灯；目视检查TCAS 下天线、ATC 天线、LRRA 天线(4个)、DME 天线(2个)、VHF 下天线、信标机天线。

确保它们无缺失，断裂以及其他形式的损伤。

A320系列飞机大气数据系统常见故障分析与处理Fault Analysis about A320 Series Aircrafts Air Data System南航深圳分公司飞机维修厂万晓云【摘要】针对A320系列飞机大气数据系统常见的故障情况，本文结合系统工作原理、工程技术资料、机组操作要求和自身维护经验，对故障原因、故障可能造成的后果和维修措施进行深入、细致地分析。

【正文】A320系列飞机的大气数据系统主要由三个ADIRU(大气数据惯性基准组件)、八个ADM（大气数据组件）、安装在飞机外部的传感器以及连接这些部件的气管路组成，飞机外部的传感器包括三个皮托管、六个静压孔、三个AOA（迎角）传感器和两个TAT（总温）探头，这些传感器感受并探测飞机外部的大气情况，最终由ADIRU计算并获得飞机的大气数据，供机组和飞机其它系统使用。

常见故障情况及分析1、气压高度误差大气压高度数据的准确性取决于测量静压、ADM、ADR、飞机的迎角值、马赫数和襟缝翼位置数据。

当某一侧气压高度误差太大时，机组通常会有左右高度不一致的故障反映，如果此时没有明确的故障信息，维护人员可以首先查阅FCOM（机组操作手册）中高度容差的允许范围，如果容差在允许范围之内，则可以不用排故。

在需要排故时，通常以ADR3的气压高度为参考来判断哪一侧的数据误差大，但当ADR3的气压高度介于ADR1、2中间时，有时难以判断，这时可以通过机组与地面管制员联系由地面测高雷达来确认飞机此时的精确高度。

在排故时，对相关部位进行详细目视检查必不可少，如检查静压孔周围飞机蒙皮的气动光洁度、AOA 传感器有无外部损伤、静压孔有无堵塞、连接静压孔或ADM的气管快卸接头有无松动和漏气等。

静压管路漏气会使机内增压空气进入管路，导致测量静压增大，气压高度变小，这在地面上通过渗漏测试可以检测出来。

如果以上检查均正常，可以考虑与其它飞机对串怀疑的ADM并飞行观察，以及在空中对迎角传感器的数值进行采样检查来确认是否是ADM或AOA的问题。

民用飞机胎压传感器安装设计要求一、安装位置的选择民用飞机胎压传感器的安装位置应当选择在轮胎与飞机起落架之间的接触面上。

这样可以确保传感器能够准确地感知轮胎的胎压情况，并及时传输给飞机系统进行监测和控制。

同时，安装位置应该保证传感器与其他部件的安全距离，避免发生碰撞或受到外力的影响。

二、安装方式的确定针对不同型号的民用飞机，胎压传感器的安装方式可能会有所不同。

一般来说，可以选择直接安装在轮胎胎面上，或者通过安装在轮胎轴承处的转速传感器进行间接监测。

直接安装在轮胎胎面上的传感器可以更加准确地感知胎压，但也容易受到轮胎磨损和外界环境的影响；而间接监测方式则可以减少对传感器的损坏，但可能会影响胎压的准确度。

因此，在安装方式的选择上需要综合考虑飞机型号、使用环境和预算等因素。

三、安装角度的调整在安装胎压传感器时，需要注意调整传感器的安装角度，使其与地面垂直。

这样可以确保传感器能够准确感知胎压，并避免因角度偏差导致的误差。

同时，调整安装角度还可以减少传感器与地面的接触面积，降低传感器与地面的摩擦力，延长传感器的使用寿命。

四、安装固定的稳固性为了确保胎压传感器的准确性和稳定性，安装时需要采取适当的固定措施。

可以选择使用特殊的胶水或胶带将传感器固定在轮胎表面上，或者通过螺丝或夹子将传感器固定在轮胎轴承处。

固定时需要注意不要过紧或过松，以免对传感器的正常工作产生影响。

另外，还需要注意固定件的材质和耐久性，以确保在飞行中不会松动或脱落。

五、与飞机系统的连接在安装胎压传感器时，还需要考虑传感器与飞机系统之间的连接方式。

一般来说，可以通过导线连接传感器与飞机系统，或者使用无线传输技术进行数据传输。

无论采用哪种方式，都需要保证连接的稳定性和可靠性，以确保传感器能够及时、准确地将胎压数据传输给飞机系统，为飞行员和地面工作人员提供及时的胎压监测信息。

总结起来，民用飞机胎压传感器的安装设计要求包括选择合适的安装位置、确定适当的安装方式、调整安装角度、保证安装固定的稳固性和确保与飞机系统的连接稳定可靠。

图1ASD系统构成框图1.1.1动静压探头此部件主要是负责测量运行状态下的大气动静压，但是探头上的迎风装置所指向的位置就是飞机所前进方向，图23Sigmas的精度关系1.1.5迎角传感器迎角传感器又被称为AOA，主要的目的是测量气流相冲下的机体流动位置，在每一架飞机内部都要按照2个以上的AOA解算器，以迎角展开深度结算，结算之后会将迎角的数值传输到AOA中，用于迎角数值的修正和动静压管理。

1.1.6温度传感器温度传感器主要是用于测量飞机所处的外部温度。

温度测量结束后，随着气温数值的集成传输到DIRU中，详细的计算真空中的空速、静温。

1.1.7大气数据惯性当中的基础组件在大气数据惯性的基准组件当中，此类组件是大气数据系统的中心部分，会被划分为大气数据的基准模块以及大气数据的惯性基准模块。

而我们在探究的过程当中，以ADR ADIRU接受来自ADM的动静压数字量以及迎角的数值、全温值来计算飞机的空速与气压高度变化现象。

1.2大气参数中的计算原理大气的数据系统结构中，ADS当中包括气压的高度、———————————————————————作者简介:张铭裕（1993-），男，河南漯河人，本科，助理工程师，从事通用航空维修方面工作。

内燃机与配件高度运行变化速率、马赫数，通过相应的指数，对空速、真空速的数据计算展开整合集成，另外，在计算空数的时候，还要对静压的来源进行捕捉更正，在整个大气参数的计算原理当中，包括气压高度的计算、度变化率的计算，也可称之为升降速率计算、还要对指示空速进行计算、以此类推，再对马赫数、真空率、压缩性进行计算。

2对大气数据系统的故障排除研究我们详细解析B737-800飞机的大数据系统的整个架构组成部件，并对气压高度、空速率计算原理有所了解后，就能够对该类型飞机的高度不一致问题以及空速不相同的故障展开分析与排除工序，在排除环节中进行详细的记录。

2.1排除故障的预防记录在整个记录的环节中，必须要清晰记录故障诱发时的状态及原理，包括故障产生时的代码编号，目的就是为排故的环节提供更有力的证据和依据。

自动推杆引发负过载问题的一种解决方案屈飞舟;张文星【摘要】某型民用运输类飞机采用了尾吊发动机和高平尾的气动布局,使得飞机存在深失速的可能性.为了使飞机的失速特性能够满足适航标准的规定,研制了以推杆器为核心的失速保护系统.在推杆器的研制试飞过程中,发现飞机在巡航构型下,推杆器被激发工作后,飞机改出失速的过程中出现了负过载,这是适航条例所不能接受的.分析了飞机在失速试飞过程中负过载出现的原因,通过调整推杆器工作逻辑和设计飞行试验,找出飞机在巡航构型下的最佳推杆器工作行程,既满足飞机失速改出过程中不出现负过载的适航要求,又使得推杆器有足够能力帮助飞机改出失速状态.对更改后的推杆器工作逻辑进行飞行试验验证,试验结果表明,失速改出过程中的负过载问题得到了完善的解决.【期刊名称】《工程与试验》【年(卷),期】2018(058)002【总页数】4页(P57-60)【关键词】失速保护系统;推杆器;负过载【作者】屈飞舟;张文星【作者单位】中国飞行试验研究院,技术中心飞机所,陕西西安710089;中国飞行试验研究院,技术中心飞机所,陕西西安710089【正文语种】中文【中图分类】V217+.331 引言某型民用飞机采用了尾吊高平尾气动布局，该类布局飞机失速特性可能存在“天生”的缺陷[1]。

因为失速时该类型飞机的尾翼、升降舵和方向舵处于机翼、机身以及尾吊发动机的尾涡区内，在飞机大迎角的情况下，极易进入深失速状态。

为确保该类型飞机的飞行安全，该型飞机在国内首次采用了推杆器这种失速保护系统。

因为对于失速保护系统缺乏足够的工程经验，在该型机失速研发试飞中，失速保护系统出现了时间延迟过大、负过载、左右推杆不一致等各种问题。

本文对推杆器自动工作引发飞机产生负过载的问题进行了深入的分析研究。

2 失速保护系统飞机装有失速保护系统，目的是阻止飞机进入大迎角状态而失速。

某型民用飞机的这种保护功能由两个阶段执行：第一个阶段为抖杆，目的是警告飞行员飞机正接近失速状态；第二个阶段为推杆，目的是通过自动推杆减小迎角，禁止飞机失速。

Cessna172s飞机迎角指示系统常见故障分析作者：邱啸来源：《西部论丛》2020年第02期摘要：Cessna172s飞机是中飞院即将大规模引进的主力训练机型，目前学校先期租用的Cessna172s飞机已经投入了运行，和Cessna172R飞机相比，172S飞机增加了迎角指示系统，包含迎角计算机和迎角传感器，飞机总在临界迎角发生失速，增加了迎角指示系统后，可以更好地帮助飞行员避免失速，通过音频、视频或者震动的方式，引起机组人员的高度警觉。

本文通过分析该系统的组成、工作原理、使用方法，总结常见故障和排故方法，对今后Cessna172s 飞机在中国民航飞行学院大规模的使用和维护提供借鉴。

关键词：Cessna172s飞机;迎角指示系统;故障分析前沿迎角指示系统是一种精确的机翼升力测量和显示系统，旨在帮助飞行员实现一致的起飞、爬升、巡航和着陆进近性能。

使用机翼前缘流量测量设备，迎角指示系统可精确感应机翼前缘周围的气流。

该系统为飞行员提供基于迎角的高升空操作条件指导，包括正常和短距离起飞、最佳爬升率（Vy）和最佳爬升角（Vx）。

Cessna172s 机队加入学院训练机队时间较短，迎角指示系统各类故障偶发出现，往往让飞行教员和学员倍感压力，原本是提高飞机安全余度的迎角指示系统，由于故障发生，经常让无经验的学员在听到音频和显示告警后措手不及，很有可能导致飞机失速情况发生，进而危及飞行安全。

迎角指示系统的排故和维护对于保障飞行安全、提高飞机可靠性具有重要意义。

1、迎角指示系统简介迎角指示系统由安装在机翼前缘的迎角传感器和安装在仪表板顶部的迎角计算机组成。

迎角指示系统提供精确的迎角指示信息，它通过创新的视觉显示和音频输出帮助实现一致的起飞，爬升，巡航和着陆进场性能，并且跟踪机翼上的停滞点来测量迎角的精确变化，在飞行的所有阶段提供迎角趋势信息，无论飞机重量或重心如何，均以“最佳角度”和“最佳速率爬升”指示最大效率，通过LED参考标记提高效率，以补偿巡航中的逆风，通过低空速感知警告提高态势感知，它具有即时的视听反馈，同时该系统是一套完全独立的系统，这意味着当皮托管系统出现故障时，它可用作备用系统。