航空电子系统-大气数据系统

90 cmHg 85
85 80
50 100 150 200 250 节
空速的测量原理
全压=静压+动压
动压=全压-静压
空速的测量原理
动压=全压-静压
?
全压管在飞机上的位置
全压管
B-2958（737-300）
全压管
大气总温探头在飞机上的位置
大气总温探头
B-2836（757-200）
大气总温探头
Angle Of Attack
TAT AOA
高度的测量原理
物体在不同高度层所感受的气压如下图所示：
760
600
mmHg
400
200
10
20
30
KM
高度测量传感器—静压孔
静压孔
B-2145（MD90）
高度测量传感器—静压孔
CAPTAIN
ALTERNATE
FIRST OFFICE
空速的测量原理
物体在运动时，其正表面的气压会随着 速度的增大而增大。
EADI
EICAS
:数字电信号
大气数据系统在飞行中的地位
CDU
FMC
MCP
作动筒 副翼 横滚
FCC 作动筒 升降舵 俯仰
作动筒 方向舵 偏航
舵面位置传感器
惯性基准系统
驾驶员
大气数据系统
高度 位 速度 置
大气数据系统重要性
大气数据系统的功能
大气数据系统简介
大气数据系统的功能
大气数据系统可以测量的基本数据包括：
★高度 ★空速 ★大气总温 ★攻角
测量系统的一般组成
传感器1
计
传感器2
算
机
传感器3

最 后 是 迎 角传 感 器 故 障 ，迎 角数 据 的不 准 确 将
经有了较大 的进步 ， 但是依然存在着多样 的风险 ， 由
于 大 气 数据 对 于 飞机 的飞 行 安全 非 常 重 要 ，全 静 压 传 感 器 、全 静 压 管 路 、大 气 数据 计 算 机 任 一 出现 故
障， 都会导致指示空速高度 马赫数 出现错误 ， 目 前 国
是飞控 系统 、 导航 系统、 指 示 系统等不 可缺 少的信息 。 针对 大气数据 系统的组成原理进行 了论述 ， 并对 大气数据 系统的发 展 趋势进行展 望 ， 最后 分析 了大气数 据 系统可能 出现 的故障。
关键词 ： 大 气数 据 系统 ； 全压 传感器 ； 静 压 孔
中图分类号 ： Ｕ ４ ６ ３
收稿 日期 ： ２ ０ １ ４ — １ ２ — １ ２ 作者简介 ： 魏 青， 女， 山东青 岛人 ， 硕士 ， 研究方 向 ： 飞机特种设 备。
Ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｎｏ ． ３， ２ ０ １ ５
上称之为空速管 。为 防止主空速管或全静压系统 出 现代飞机越来越复杂 ，它们对大气数据信号 的 现故障 ， 有些飞机上装有 应急全压管 ， 应急 静压孑 Ｌ ； 需求量大幅增大 、 精度大幅提高 ， 这时 ， 单靠高度表 、 温度传感器 向大气数据计算 机提供大气温度 。温度 空速表和升降速度表这些膜盒仪表 已不能满足现代 传感器 的感温元件是一个感 温电阻 ， 在飞行 中 ， 气流 飞机 需 要 ， 于是 飞机 上 出现 大 量分 立 式 传感 器 ， 由于 与感温元件相摩擦 ，紧贴感 温元件表面 的气流动能

武器控制系统
航电系统集成在武器装备 中，支持精确打击和有效 火力控制。
其他领域
无人机应用
航电系统用于无人机飞行控制、导航和任务载荷 数据处理。
气象观测
航电系统在气象卫星上用于观测和监测气象数据 。
科学研究
航电系统支持地球观测、空间科学实验和其他科 研任务。
05
航电系统的发展趋势与挑战
技术创新与升级
创新技术应用
随着科技的不断发展，航电系统正不断引入新技术，如人工智能、大数据、云计算等，以提高系统的 性能和效率。
技术升级需求
随着航空工业的发展，航电系统需要不断升级以满足更高的性能要求和安全性需求。
系统安全性与可靠性
安全性能保障
航电系统的安全性与可靠性是至关重要的， 需要采取多种措施来确保系统的稳定性和安 全性。
人机交互体验优化
为了提高飞行员的工作效率和安全性，航电系统需要提供更加直观和易用的人机交互界 面。
智能化水平提升
通过引入人工智能技术，航电系统可以更加智能地处理各种任务，减轻飞行员的工作负 担。
THANKS
谢谢您的观看
功能
航电系统的主要功能是保障飞机的安 全、导航、通讯和任务执行，为机组 人员和乘客提供必要的飞行信息和服 务。
航电系统的重要性
1 2 3
安全保障
航电系统是飞机安全运行的关键组成部分，它能 够提供准确的导航、通讯和飞行控制等功能，保 障飞机的安全和稳定。
飞行效率
航电系统能够提高飞行效率，通过精确的导航和 通讯设备，使飞机能够更快、更准确地到达目的 地。
航电系统的技术特点
高集成度
航电系统采用先进的模块化设计，将 多种航空电子设备高度集成在一起， 实现功能的整合和优化。

自整角机同步信号/数字转换
电阻/数字转换
S/H
A/D
输入信号的传输
2020年4月18日6时1分
第15/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口（一）
2020年4月18日6时1分
二进制译码器
A B C D S0 S1
逻辑多路转 换器
第16/共45
数字式大气数据计算机-----输入接 口（二）
Ts
!0.2M
2 a
由于
a2 kRT
且
Ma
V a
考虑到总温探头误差
2020年4月18日6时1分
第5/共45
大气数据计算机
组成
传感器测量
静压传感器、全压传感器、总温传感器、 攻角传感器等
具有可进行误差修正和补偿的解算装置 座舱指示、显示装置及信号输出装置
2020年4月18日6时1分
第6/共45
2020年4月18日6时1分
第13/共45
全温探头
2020年4月18日6时1分
第14/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口
多路转换器
直流电压/数字转换
V-T式A/D转换
多 路
双积分式A/D转换
转 换
逐次逼近式A/D转换
器
交/直流转换原理
频率/数字转换原理
频率测量原理
周期测量原理
VDC1 sin VDC2 cos
自整角机
信号转换 方框图
将三相同步信号变换成传送角的正弦、余弦两相交流信号， 然后再变成直流信号，再通过A/D转换成相应的数字量。
2020年4月18日6时1分
第24/共45
角度信号的反变换
sinα cosα

号经 Ａ Ｄ Ｍ 转换成数字信号，和 Ａ Ｏ Ａ 传感器 、 探头输 出的模拟信号一起传送给 Ａ Ｄ Ｉ Ｒ Ｕ中的
气 压 高 度 数 据 准 确 性 取 决 于 许 多 因 素 ， 如
Ｓ ｅ ｐ ｔ ． ２ ０ １ ３
Ｖｏ １ ． ２ ４ Ｎｏ ． ５
中 国 民 航 飞 行 学 院 学 报
Ａ ３ ２ ０系列飞机大气数据系统分为机长位、副
驾驶 位 和备用 位 ３套 ，整 个 系统 由 ３ 部 ＡＤＩ Ｒ Ｕ
（ 大气数据惯性基准组件） 、８个 Ａ Ｄ Ｍ （ 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 ，飞机外部传感器包括 ３个皮
托 管 、６ 个 静压 孔 、３个 Ａ ＯＡ （ 迎 角 ）传 感器 和 两 个 （ 总 温 ）探 头 ，这 些传 感 器 安装 在 飞 机
Ｃｉ ｖ ｉ ｌ Ａｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｆｌ ｉ ｇ ｈ ｔ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｃｈ ｉ ｎ ａ
’
Ｐ ｓ ｍ （ 测 量 静压 ）、Ａ ＤＭ 、Ａ ＤＲ、迎 角值 、 马赫
调查 发现 Ａ３ ２ ０系列 飞机起 飞和着 陆阶段遭 受 强 降雨 时 出现 空 速 不 一 致 现 象 的 绝 大 多数 原 因 是 皮 托 管 进 水 ，管 腔 一 旦进 水 且 排 水 受 阻 ，将 影 响
气 路 的 通 畅和 全 压 的测 量 ，导 致 空 速 指示 异 常 。
全影响重大。南航深圳分公司执管 Ａ ３ ２ ０系列飞机
已有 ｌ ４年历 史 ，在 对大 气数 据 系统 的维护 中积 累 了一 些经 验 与 体 会 ， 现对 该系 统 这 些 年 来 一些 常 见 、重要 故 障 进 行 分 析 与 总 结 ，供 广 大 维修 同 行

第37/共45
数字式大气数据计算机-----输出 接口（三）
数字量 cosθ 数字/交流转换 数字/交流转换 接 收 机
cos(θ+120°) cos(θ+240°)
数字/交流转换
（a）
数字—自整角机转换
2019年3月29日3时57分
第38/共45
利用SCOTT变压器实现数字/自整 角机变换
sinθ
S1
S2 S3 W1
3 W1 2
c
W2 W2
R1
R3 R4 R2
（a）
SCOTT变压器由两个变压器组成，一个M变压器， 其原边线组带有中间抽头，匝数为W1，一个叫T变 压器，其原边绕组匝数为 23 W 。两个变压器副边绕 组匝数相同，都为W2
1
2019年3月29日3时57分
第28/共45
SCOTT 变压器（二）
信号比 较器
数字量 输出
开测 启动
标准脉冲 零比 较器 开（上 发生器 升沿）
V/T式A/D转换
2019年3月29日3时57分 第20/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口（四）
±UX -UR +UR 逻辑 控制
积分器
零比 较器
Uc U’x
时钟
译码 显示
U’c Uc
计数门
计数器
Ux
T1 T2 T’2
多 路 转 换 器
S/H
A/D

输入信号的传输

2019年3月29日3时57分
第17/共45
数字式大气数据计算机-----输入 接口（一）
二进制译码器
A B C D S0 S1
逻辑多路转 换器

25
三、数字式大气数据计算机
4、原理 1) 计算原理
传感器收集各参数后经模数转换(A/D转换)，将模拟量 转换成计算机能识别的数字量，然后由计算机进行计算和 处理，计算机处理后的数字量又经数模转换(D/A)将计算 机输出的数字量转换成各设备需要的模拟量，然后再输 送到各设备。
26
三、数字式大气数据计算机
20
二、模拟式大气数据计算机
(三) 解算装置及解算原理 3、静压源误差修正
21
三、模拟式大气数据计算机
22
三、数字式大气数据计算机
(一) 组成及原理
23
24
三、数字式大气数据计算机
(一) 组成及原理
1、特点 利用集成电路或微计算机完成数字计算
2、组成 传感器部分 计算部分 指示部分
3、输入的原始参数 静压 全压 总温 迎角
第一章
大气数据计算机系统及其仪表
AIR DATA COMPUTER SYSTEM
ADCS
1
内容
一、概述 二、模拟式大气数据计算机 三、数字式大气数据计算机 四、指示仪表 五、使用特点 六、小结及复习思考题
2
一、概述
3
4
一、概述
(一)功用 将高度、速度等信息送往仪表进行指示； 将高度、速度等信息送往机上的一些系统，
（1）TAT的测量 （2）指示器
47
48
49
四、指示仪表
(二) EFIS飞机上的大气数据仪表
50
四、指示仪表
51
四、指示仪表
52
五、使用特点
1、通电前，各仪表上的警告旗应出现。 2、通电后，警告旗应收上。 3、大型飞机上装有两套ADCS，一套失效，
可用另一套。 4、ADCS都失效，用备用仪表。

航空电子设备(复习)-2020.05.12一．大气数据计算机ADC/ADCS二．惯性导航系统INS三．低高度无线电高度表RA四．飞行管理计算机系统FMCs五．电子仪表系统EIS六．自动飞行控制系统AFCS七．机载气象雷达系统WXR八．二次监视雷达和应答机SSR XPONDER 九．空中交通警戒与防撞系统TCAS十．近地警告系统GPWS十一.跑道感知咨询系统RAAS十二.预测式风切变系统PWS十三.警告系统WS十四.飞行记录系统FDR十五.平视显示器HUD附：1.缩略词2.习题Notes:※重点掌握※了解，不考此内容航空电子系统（AVIONICS）→飞机性能、任务完成逻辑：简述-组成-原理-特点-应用一．大气数据计算机ADC/ADCS1.安装2套-PIC（左侧）F/O（右侧）※故障时，另一侧（转换电门），只针对显示器的显示信息IN-参数:全压、静压、总温、AOA（迎角）（误差修正）--传感器OUT-参数：气压高度、IAS/CAS、VS、M、TAS、SAT（大气静温）对应仪表：高度表、空速表、升降速度表※左ADC-FD、AFCS、FMC、GPWS、FDR2.组成：IN+ADC+OUT各组成部分作用：①IN:大气数据信号→电信号②ADC:处理、计算、静压源误差修正（SSEC）→大气数据参数③OUT:显示参数信息、参数输出到FD、AFCS等设备Detail:2.1 ：ADC-计算、误差修正、故障监控（形式-警告旗，储存故障信息）分类：模拟式、数字式、混合式（过渡）1）：解算模块-机电伺服解算装置/函数凸轮/函数电位计，SSEC模块-AOA、M2）：计算装置-微型计算机（程序-处理并完成IN、计算、OUT，ROM单片机-程序储存器，常数储存器），处理-模拟量、数字量、离散量，输出-数字信号、离散信号，线矩阵-SSEC规律、V mo/M mo规律※3）：过渡eg:B7472.2：IN-大气数据信号转为电信号（传感器）→ADC1）：压力传感器（静压、总压/动压）：①模拟式-波纹管及相关电路，P x和P r关系→静压、全压、动压，压力变化（电容值变化-电桥测量→压力值）②数字式-固态压力传感器及相关电路，压阻式（石英晶体压电效应制整体膜片→应变电阻条→硅压阻芯片）、压容式、压频式2）：总温传感器：流线型支柱-机头-不发生绝热压缩，感温元件-2个同心白金管，感温电阻值（电路转换→电压值）-总温※地面或低速时，引入发动机引气（某些飞机）→负压加速流经感温部件的大气，提高测量精度3）：迎角传感器：2个-机身两侧-ADC使用平均值-减小误差2.3：OUT-输出大气数据参数去向-显示器；FD、AFCS※SSEC-模拟式：SSEC模块-马赫数信号、迎角信号；数字式9非线性校正）：SSEC规律编排成矩阵（改变销钉排列顺序→改变矩阵中元素-适应不同机型）3.数字式ADC特点（简答）①提高可靠性和使用寿命②计算误差小，降低对传感器特性的要求③提高信息的一致性④易于标准化、系列化，大大提高适应性、经济性和易维护性⑤可实现高度综合化，可以向大系统方向发展⑥有冗余度的系统，可靠性很高4.指示仪表早期-分立式，电动仪表VS 现代-电子仪表和MCDU4.1电动式大气仪表（识读）1）：电动马赫/空速表IAS（KIAS）-SSEC-CAS（KCAS）前提：单位-“节”2）：电动高度表-ALT3）：电动升降速度表-VS4）：全温/静温/真空速综合指示器-TAS、SAT、TAT4.2电子显示器1）PFD-空速左气压高速右，升降速度最右-IAS/CAS、ALT、VS2）ND-左上-TAS3）EICAS主显-左上-TAT4）EICAS辅显-性能维护页面顶部-SAT、M、TAT、ALT、IAS/CAS 5）S/SD-底部左下角（ECAM-波音）-TAT、SAT4.3MCDU-TAS、SATALL：※飞行前，接通和ADCS有关电门飞行中，电动指示仪表故障旗不能出现如果两套ADC都失效，使用备用气压高度表和指示空速表无静温表-根据总温表和飞行马赫数手册查表得到静温)-了解(T H=T T1+0.2Ma2二．惯性导航系统INS1.惯性敏感元件:陀螺-导航坐标系、加速度计-速度kt（一次积分）、位移nm（二次积分）2.提供：位移、目前经纬度、航迹、地速（输入TAS→WSWD）、姿态（三个轴-俯仰、横滚、航向）3.特点（简答）：①自主式系统，隐蔽性好，不受外界电磁干扰②AWO全天候工作，空、地、水下③位置、速度、航向和姿态角信息，连续型好，噪声低④速度更新率高、短期精度高、稳定性好⑤积累误差⑥初始对准时间长⑦成本高⑧不能给出时间信息4.计算速度、位置、高度的原理（简答）对N-S加速度、E-W加速度，进行一次积分得到两个速度，再进行矢量合成（大小、方向）得到大圆航迹的地速和航迹，再对速度积分得到位移：除以地球半径→经度改变量→+初始经度→目前经度；除以地球半径与维度余弦的乘积→维度改变量→+初始维度→目前维度。

惯性基准系统原理框图
地形提示和警告系统
• 系统描述 • TAWS通过向机组人员提供警告信息，从而避免受控撞地（CFIT）
事故。 • 系统组成 • 机上安装一套地形提示和警告系统，由一个地形提示和警告计算
机、一个飞机个性化模块和两块控制开关板组成。 • 功能 • TAWS使用飞机当前的航迹信息，并参考地形高度数据、障碍物
表收发机，以及相应的接收天线和发射天线组成。 • 功能和工作原理 • 无线电高度表收发机通过发射天线发射一个基准信号，然后接
收天线接收返回的信号，最后收发机计算出飞机离地高度。 • 无线电高度表的零高度为飞机主起接触地面但不受力状态，所
以计算离地高度时，考虑了飞机的安装延时（AID）。 • 无线电高度表的高度输出主要提供给电子飞行仪表系统、交通
导航系统
• 导航的定义： – 导航是有目的地、安全有效地引导运动体(船只、潜艇、地面车 辆以及飞机、宇宙飞船等)从一地到另一地的控制过程。
• 导航的过程一定是从目的地开始。 • 根据要飞往的目的地来选择航线、确定距离、安排时间表，这就是
飞机的进程； • 为了使飞机遵照事先安排的时间表，沿着所选定的航线飞行，必须
气象雷达
• 基本型气象雷达系统主要为机组人员提供四色（绿、黄、红和 洋红）降雨显示。四色用来表示递增的降雨量，洋红色表示每 小时增量为2英寸或更大。气象雷达系统提供路径衰减补偿 （PAC）告警，指示未知降雨量区域，并能抑制地面杂波。气 象雷达系统还可提供飞机前方的地图显示。
• 基本型和选型气象雷达系统均由气象雷达收发机和天线组件， 以及综合在显示控制板（DCP）中的气象雷达控制装置组成。 气象雷达收发机和天线组件的特征是将平板天线和收发机综合 在一个装置中，装置的前端是一个18”的平板天线，后端是收发 机。天线后端直接通过射频电缆和组件中的收发机相连，省去 了波导管。

某型飞机大气数据系统设计
张朋;陈明;秦波
【期刊名称】《火力与指挥控制》
【年(卷),期】2009(034)008
【摘要】大气数据系统是重要的机载电子设备,其性能、精度直接关系到飞机的飞行安全.在介绍某型号飞机大气数据系统的软硬件体系结构的基础上,从三个方面深入研究了提高大气数据系统精度的途径:大气数据计算模型;基于BP神经网络的压力测量温度误差补偿方法;一种计算型静压源误差补偿方法.其大气数据系统系统性能稳定,结构紧凑,速度快,精度高,软硬件升级简单.试验证明其大气数据系统能很好满足某型号飞机的使用要求.
【总页数】5页(P162-166)
【作者】张朋;陈明;秦波
【作者单位】西北工业大学自动化学院,陕西,西安,710072;西北工业大学自动化学院,陕西,西安,710072;西北工业大学自动化学院,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】TP274
【相关文献】
1.某型飞机大气数据系统自动测试系统的设计 [J], 柳爱利;周绍磊
2.基于PXI总线的某型飞机大气数据计算机自动检测系统的实现 [J], 刘远飞;王伟平;刘龙
3.某型飞机大气数据系统设计分析 [J], 赵子岳
4.某型飞机大气数据计算机总线数据中断故障分析及定位 [J], 陈胜
5.外场通用型飞机飞参系统的数据采集系统设计 [J], 刘远东;余诚刚;杨纯宇;郭阳斌
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Science & Technology Vision
科技视界
民用飞机典型大气数据系统故障分析
赵洁珏 渊上海飞机设计研究院袁中国 上海 200436冤
揖摘 要铱大 气 数 据 系 统 是 民 用 飞 机 导 航 系 统 中 重 要 的 子 系 统 袁 它 为 其 他 飞 行 子 系 统 提 供 了 最 基 本 的 大 气 参数以供飞行过程中各个重要参数的计算尧参考遥 本文介绍了几种常见的大气数据系统设计构架袁给出了 典型大气数据系统的故障分析思路袁为民用飞机大气数据系统的生产制造故障排除尧航线日常维护提供了 思路遥
科技视界
工作袁给出两类系统的常用排除故障思路遥 3.1 独立式系统
独 立 式 ADS 故 障 定 位 通 常 采 用 分 类 排 故 的 思 路 遥 在不明确故障源头的情况下袁 分类排除可能产生故障 的部分遥 如图 1 所示遥
独立式系统的故障分为本系统故障或交联系统故障 遥 渊 1 冤 本 系 统 故 障 院 根 据 ADS 的 基 本 结 构 又 分 为 计 算 机及控制设备故障尧 传感器故障尧 全静压管路故障及 ADS 内 部 线 路 故 障 遥 淤计算机及控制设备故障院包括大气数据计算机尧 相关备用仪表以及加热系统控制器遥
1 独 立 式 ADS
独 立 式 ADS 由 大 气 数 据 计 算 机 尧 大 气 温 度 传 感 器 尧 全静压系统以及大气数据加热控制系统等组成袁 此外 还有连接这些组成部分的管路尧线路遥
独 立 式 ADS 传 感 器 尧 计 算 机 独 立 的 实 现 某 一 类 传 感尧计算功能遥 整个系统通过全静压探头来感受大气全 压与静压遥 总温传感器将温度转换为电信号传输给大气 数据计算机遥大气数据计算机根据全静压尧总温等数据袁 通过内部计算程序以及大气参数修正数据库袁计算大气 参数遥由于计算系统独立尧传感器也相对独立袁不存在多

变化 较 陕 ， 会 出现飞行 指示空 速或高 度滞后 于 前运 营的 主流机 型 ， 比如 波音 ７ ８ ７ ＼ ７ ４ ７ ＼ ７ ７ ７以及空 客 Ａ ３ ８ ０ ＼ ３ ３ ０都 大量 实 际飞机 空 速或 高度 ， 对 于 民航 客机 ， 这种 情况 主 要影 响 地面 起飞 滑 Ｄ Ｍ。 跑， 由于飞 机起 飞时 ， 总压 变化 较 陕 ， 管 路 的迟滞 对起 飞 速度 和滑跑 距 使用 了 Ａ ３大气 数据传感 技术 的发展 离有 着直接 的影 响 ， 所以 Ｆ Ａ Ａ发布 １ ０ ９号修 正案 ， 针对 延迟情 况 进行 新 型 的大气 数据 系统虽 然在 技 术上 和构 架 上 已经有 了 较大 的进 了具体 的规 定。 步 ， 但是依然存在着多样 的风险， 由于大气数据对于飞机的飞行安全非 同时 ， 为 了保证 测量 的准确 性 ， 对 全 静压 管路 的安装 和维 护 有着 全静 压探头 、 全 静压管路 、 大气数据 计算机 任一 出现故 障 ， 都 会 很高的要求 ， 同时， 管路越长， 出现管路堵塞或泄漏的可能性越大， 而管 常重 要 ， 目 前 国外一 些前 沿机 构开 发 出更 路堵 塞 或泄漏会 造成 飞机 空速 和高度 的误 指示 ， 给飞机 带来 灾难 性 的 导 致指示 空速 高度 马赫数 出现错 误 ， 并在 验证机上 进行 了实际 的验证工 作 。 影响， 所 以Ｆ Ａ Ａ咨询通报 Ａ Ｃ ２ ５ — １ １ Ａ将飞 机所有 空速高 度误指 示定 为 先 进 的大 气数据 系统 ， 嵌入式 大气数 据传感器 技术 Ｆ Ａ Ｄ Ｓ 灾难 类 的风 险 ， 法航 ４ ４ ７ 事 故也是 由于 全静 压传 感器 的堵 塞造 成飞 行 嵌入 式大 气数 据 系统 是一 种依 靠 嵌入 在 飞机 前 端或 机翼 不 同位 员 得到错误 的空 速高度指 示 ， 最终 导致机毁 人亡 的惨 剧 。 并 由压 力分 布获 但是 传统 的大气 数据 系 统存 在 的 问题 也 非常 明显 ， 首先 ， 过长 的 置上 的压力 传感 器阵列来 测量 飞机 表面 的压 力分 布 ， 这 一技术 的提 出与发展 ， 全 面提升 了大气数据 传感技 术 的 压力 管路会 导致 管路压 力延 迟过 大 ，影 响飞 机测试 参数 的实时 性 ； 其 取大 气参数 ， ， 由于 Ｆ Ａ Ｄ Ｓ 气 动模 型 能够捕 捉 到流场 的特 征 ， 因此可 以利 用气 次， 为了保证 大气数据 测量 的准确性 ， 对 大气数 据管路 的安装要 求非 常 进 步 ， 从 而实现 大气 参数 的测量 。 高， 不利 于 维护 工作 ； 再 次过 多 的组件 导 致此 类 大气 数据 系统 结 构 复 动模 型将压 力分 布与大气状 态联 系起来 ， 此技术通 过在机 体表面 的微小取气 装置 测量压 力 ，这样 大大提 高 杂， 不利于减 重并且 降低 了可靠性 。 了压力 测量 的安全 ｌ 生 和准 确性 ， 某 一 区域 的问题 不会 导致 飞机 完全 丢 ２新 型大气 数据系统 介绍 Ａ Ｄ Ｓ 系统更适 用于 高马赫数 飞行 时测量 的问 为了解决传统大气数据系统出现的问题 ， 全球各大大气数据系统 失 大气数 据信息 ，但是 Ｆ 题， 而目 前 世界上 航线运 营的客机 的巡航 速度都 在 １ 马赫数 之下 ， 从经 供 应商开 发 出了大气数 据模块 和集成式全 静压传 感器等 产 品。 济型考虑， 不适合使用 Ｆ Ａ Ｄ Ｓ ， 但是超音速民航客机很可能是下一个发 集成 式全静压 传感器 （ Ｉ ｎ ｔ ｅ ｇ ｒ ａ ｔ ｅ ｄ ｐ ｉ ｔ ｏ ｔ ｐ ｒ ｏ ｂ ｅ ） 所 以此项 技术依 然有 良好的发展 空 间。 集成 式全静 压探 头顾 名思义 ， 即将传 统 的全静压 探 头与 大气数 据 展方 向 ， 虚 拟大气数 据传感器 技术 Ｖ Ａ Ｄ Ｓ 计算机 进行 了集成 ， 免去 了传统 飞机使用 的全静 压管路 ， 消 除 了管 路压 由于 民航 客机 对于安 全性 的要求 非常 严格 ， 为 了提高 大气 数据 系 力延 迟对 飞行状 态指示 的影 响 ， 同时不需 要考 虑管路 的泄露 对大 气数 统 的安全 陛， 通过 采取 系统冗 余配 置的方 式来 提 高大 气数 据系 统 的容 据 系统测量 精 度 的影 响 。 目前 Ｅ Ｒ Ｊ １ ９ ０ ／ １ ９ ５系列 飞机使 用 的 即此 类产 错性， 为 了满足 安全 『 生 要求 ， 不得 不增 加 多套大 气数 据测 量 系统 ， 代 价 品， 这类 产 品的维修 ｝ 生 也 比较 好 ， 更换安 装都较 传统全 静压探 头 、 管路、 较 高 。 虚拟 大气数 据系统 是一种在 不增加 系统测 量设备 的基础 上 ， 整合 计算 机容 易 ， 但是此 类探头 成本较高 ， 航 空公 司运营维 修成本 较大 。典 现有机 载系 统 的信 息资 源 ， 利用 信息融 合 的方 法实 现大 气参数 的精 确 型 的集成 式全静 压传感 器如 图 １ 所示。 估计 。Ｖ Ａ Ｄ Ｓ 系统原理 框 图见 图 ３ 。 大气数据模 块 Ａ Ｄ Ｍ（ Ａ ｉ ｒ Ｄ ａ ｔ ａ Ｍ ｏ ｄ ｕ ｌ ｅ ） 虚拟 大气数据 传感器 通过软 件算法 为飞机增 加 了一 套大气 数据 系 大气 数据 模块 的功 能代替 了大气 数据 计 算机 中模 数 转换 部分 功 有 效利用 了现 有 的机 载信 息 ， 不 需要 安装 其他 大气 数据 系统 ， 成本 能 ，其 一般 带有 一个 压力 输 入端 统 ， 实现对 真实 大气数 据 系统进 行故 障 检测 和备份 和一 个 电信号 输 出端 ， 如 图示 ， 模 和 重量都得 到 了减少 ，

➢ 静压：飞机周围自由空气的压力 ➢ 动压：气流的定向运动具有动能，当气流到达驻点时，动能
变为压力能和热能。单位面积上升高的压力称为动压
pd=1/2ρυ2 ρ为标准大气H高度上的空气密度 ➢ 冲压：定义与动压相同。区别是：动压是不可压缩的流体的
理想定义，而冲压是考虑了空气的可压缩性
7
与大气数据有关的参数
3
大气数据系统
发展历史
➢ 50年代前期，分立式仪表 ➢ 50年代后期，机载设备相继增多 ➢ 模拟式中央大气数据计算机 ➢ 各种模拟器件,伺服系统 ➢ 70年代,混合式大气数据计算机 ➢ 80年代,数字式的 ➢ 大气数据计算机的出现，为飞机提供更多的大气数据参数
4
地球大气层
对流层（变温层）、平流层（同温层）、中间层、电离层（热 层）、散逸层
5
大气紊流
大气紊流（湍流）： 空气紊乱流动的现象，旋涡和不规则的波动，使得大 气中的风向、风速呈随机变化。
风切变： 空间任意两点之间风矢量的变化
微下冲气流： 较强的下降气流，飞机在起飞、着陆过程中遇到超过 自己爬升或下降速率的下降气流，对飞行的危害最大。
6
大气数据有关的参数
与大气数据有关的参数
大气数据
8
气流角 （空速向量与机体轴系的关系）
攻角：空速向量在飞机对称面上的投影与机体轴的夹 角，以速度向量的投影在机体轴之下为正（飞机的上 仰角大于轨迹角为正）；
侧滑角 ：速度向量与飞机对称面的夹角。以速度向量 处于飞机对称面右边时为正。
9
气流角
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标准大气（一）
国际标准大气的规定
➢ 空气为干燥清洁的理想气体，并遵循理想气体方程所确立的关系
12
标准大气（三）

A320系列飞机大气数据系统的维护万晓云【摘要】大气数据系统是飞机重要的机载系统.本文结合系统原理、工程技术资料和自身维护经验,对A320系列飞机大气数据系统日常维护中的一些常见故障和特殊故障进行分析,给出维护建议,并对系统维护中的注意事项进行提示与强调.【期刊名称】《中国民航飞行学院学报》【年(卷),期】2013(024)005【总页数】4页(P34-37)【关键词】A320;大气数据系统;维护【作者】万晓云【作者单位】南航深圳分公司广东深圳518052【正文语种】中文1 引言大气数据系统主要用于探测飞机外部大气状况、计算各种大气数据并提供给机组和其它系统使用，它的工作状况好坏与数据准确性对飞行安全影响重大。

南航深圳分公司执管A320系列飞机已有14年历史，在对大气数据系统的维护中积累了一些经验与体会，现对该系统这些年来一些常见、重要故障进行分析与总结，供广大维修同行参考和借鉴。

2 系统概况A320系列飞机大气数据系统分为机长位、副驾驶位和备用位 3套，整个系统由 3部 ADIRU(大气数据惯性基准组件)、8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，飞机外部传感器包括 3个皮托管、6个静压孔、3个 AOA（迎角）传感器和两个 TAT（总温）探头，这些传感器安装在飞机头部左右两侧蒙皮上，感受并探测飞机外部大气状况。

皮托管探测的全压与静压孔探测的静压信号经 ADM 转换成数字信号，和 AOA传感器、TAT探头输出的模拟信号一起传送给ADIRU中的ADR，由ADR计算出各种大气数据，供显示和其它系统使用（图1）。

图1 A320系列飞机大气数据系统框图3 常见故障的分析与处理3.1 气压高度不一致或误差大气压高度数据准确性取决于许多因素，如Psm（测量静压）、ADM、ADR、迎角值、马赫数和襟缝翼位置数据。

3个 ADR输出的气压高度不可能完全一致，TSM （排故手册）和 FCOM（机组操作手册）均给出容差允许范围，在允许范围内的不一致不影响飞机放行。

全/静压系统
小 气压式高度表
型
升降速度表
飞
机
空速表
需要静压 静压+全压
大
操纵需要正副 两位驾驶员
型 飞
副驾驶员也提供 仪表系统
机
独立的全压和静压系统提供
全/静压系统
转换开关 正驾驶员在仪表系统 故障时 方便快捷使用副驾驶静压系统
飞行 高度高 速度快 马赫表/真空速表/温度指示器
全/静压系统
大气数据计算机(ADC)计算数据 电子屏幕仪表替代了气动式仪表
全/静压系统
全压部分 静压部分
收集气流的全压 收集气流的静压
静压孔位于全静压管周围
静压
静压室 静压接头 静压导管
仪表
全静压管
流线型 表面十分光滑 减弱对气流的扰动 准确收集静压
全/静压系统
系统结构
全静压系统结构随飞机发展，管路系统 从简单到复杂，复杂的全静压管路系统 被 电缆取代 该系统从复杂变为简单
飞行管理计算机提供 飞行数据控制板上输入
大数据信息
模拟式大气数据计算机(ADC) 为机电式伺服仪表提供信号
数字式大气数据计算机(DADC) 用于现代飞机 输出数据通过 数据总线 传送各数字仪表
混合式大气数据计算机 输出 数字数据 模拟信号 可取代模拟式大气数据计算机
数据记录系统
飞行数据记录系统
大型商业飞机上必须安装飞行数据 记录器（FDR）俗称“黑匣子” ✓ 抗振动 全压系统
应用于空速表 全压=动压+静压 全压管将测得的全压加到空速表
全压管位于机身前部，所有全压管前 端都有一个开孔收集气流的全压，全 压管上也有静压孔，称为全/静压管
全/静压系统
全/静压管

190中国航班气象与环境Meteorology and EnvironmentCHINA FLIGHTS飞行模拟器中的大气数据仿真系统设计探讨李心然 华筱怡|安胜（天津）飞行模拟系统有限公司摘要：结合当前我国飞行模拟器的设计情况来看，与真实机载系统有所不同的是，在模拟器中主要以地面件为载体，只是对飞机中的座舱进行仿真，但是建立飞行模拟器的目的是为了能够覆盖地面以及空中的飞行科目与训练任务。

基于这个理由，想要做好飞行模拟器的仿真系统设计工作，一定要充分考虑大气数据，真实地再现飞行过程中的故障及特性，本文主要内容研究飞行模拟器中的大气数据仿真系统设计工作.关键词：飞行模拟器；大气数据；仿真系统在飞行模拟器涉及的系统当中，计算大气数据是设计研发中的重要组成部分，直接关乎着飞行模拟器的用户体验，因此想要提高飞行模拟器的仿真精度及性能参数，就需要对大气数据系统设计工作予以重视。

计算大气数据有两种方案，一是使用大气数据计算机，二是使用大气数据仿真系统。

大气数据计算机（Atmosphere Data Computer）是一个造价高，数据处理量大，精度高，且操作复杂的航电器材，而在飞行模拟器上使用大气数据仿真系统是一种节约成本，操作简单更客户化的解决方案。

大气数据仿真系统，需要模拟飞机在不同天气条件下、各种飞行姿态中、飞机各类故障时提供对应传感器特性参数，使得飞行模拟器在地面上实现飞机在空中的飞行所需功能及性能。

1 飞行模拟器的相关概述飞行模拟器是一种为飞行员训练，尽可能真实地再现飞机飞行及其飞行环境的设备，它通过模拟控制飞机飞行的方程，提供应对飞行控制的应用，实现其他飞机系统的影响，以及飞机如何对外部因素做出反应，例如模拟空气密度，湍流，风切变，云，降水等，该设备构成十分复杂但是功能齐全，比飞行模拟器结构简单并且功能较少的装置被称为飞行训练器，自飞行模拟器问世以来，因为相对安全、成本经济、不受气象条件影响等特点，发展十分迅速。

大气数据系统发展史与技术发展趋势分析摘要：从大气数据测量的基本原理出发，回顾了大气数据系统的发展历程，分析了大气数据探测技术的发展现状和产品应用情况，从大气数据探测技术、集成智能的大气数据系统产品、虚拟大气数据传感器技术方面进行了展望。

关键词：大气数据系统；传感器；余度；性能大气数据系统属于飞机航空电系统的子系统，飞机在大气中飞行，对其周围的大气数据感知的准确与否直接关系到飞机飞行的安全和效率，直接影响到飞机的操控性能和飞行品质。

所以大气数据系统是飞机飞行的重要保障子系统。

大气数据系统为飞机提供关键的飞行参数。

1.大气数据系统简介1.机械式大气数据系统在飞行器的飞行参数中，有一类重要的参数：飞行器的大气数据，即来流的静压、动压、高度、高度偏差、高度变化率、指示空速、真空速、马赫数、马赫数变化率和大气密度等参数，这些参数是飞行器和发动机自动控制系统、导航系统、火控系统、空中交通管制系统以及用于航行驾驶的仪表显示、警告系统等不可少的信息。

准确的大气数据信息对提高飞行的安全性起着相当大的作用。

测量大气数据的传感器系统一般被称为大气数据传感系统。

早期的大气数据系统由空速管探头和多个独立的机械式仪表组成，包括空速指示器、高度指示器、升降速度表、马赫数指示器等。

基本的空速指示器，是利用其内部的开口膜盒接收来自空速管的动压，膜盒的形变与动压成比例，从而带动指示器上的指针，指示出相应的空速。

高度指示器为真空膜盒式气压计，膜盒内部接近真空，外部接通静压，与空速指示器类似，膜盒的形变与静压压力相关，因此可带动指针指示出气压高度。

机械式升降速度表和马赫数指示器原理与高度指示器、空速指示器类似。

机械式大气数据仪表依靠空气动力直接驱动指示器，结构简单，可靠性好，经过多年的发展，出现了温度误差的机械补偿、气压校正、加速度影响补偿等改进措施，提高了指示精度。

这些气动指示器至今应用较少，主要作为一些小型飞机的基本仪表或备份仪表使用。