飞机大气数据系统研究
大气数据测试系统的设计
重 要 的 作 用 。 因 此 大 气 数 据 系 统 已 经 成 为重 要
该 测 试 系 统 以工 控 机 为 核 ， 究 对 大 气 数 据 系 统 的 测 试 方 法 键 盘 、 标 。 工 控 机 插 槽 内插 接 仿 真 信 号 输 出 研 鼠 在
维普资讯
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计 算 机 技 术 与 应 用
２０ ０ ２年 第 ２ ２卷 第 ４期
文 章 编 号 ：０ ２６ ６ （０ ２ ０ —０ ８０ １０—０ １２０ ）４０３—４
大 气 数 据 测 试 系 统 的 设 计
王 海 军 李 宝亭 张 建 忠 ， ，
主 要 包 括 ： 力 传 感 器 组 件 、 入 接 口组 件 、 压 输 中 试 。 对 于 中 央 处 理 器 组 件 插 槽 ， 防 止 工 控 机 为 央 处 理 器 组 件 、 线 输 出接 口组 件 、 拟 输 出 接 总 模
Ｐ Ｐ 出 口组 件 、 关 量 输 出 组 件 ， 次 配 套 仪 表 主 要 包 Ｃ Ｕ 与 中 央 处 理 器 组 件 Ｃ Ｕ 争 用 三 总 线 ， 开 二 现 “ 架 ” 面 ， 组 件 插 槽 的 三 总 线 与 工 控 机 打 局 该 括 ： 压高度 表 、 合速度表 、 角指示器 。 气 组 攻
关 键 词 ： 试 系 统 ； 能 测 试 ； 诊 断 测 功 微 中图 分 类 号 ： ２ ３ Ｖ ４ 文 献 标 识 码 ： Ｂ
Ｄｅ ｉ ｔ ｏ ｐｈｅ ｅ Ｄａｔ ｓ ｉ ｙｓ ｅ ｓ ｇｎ ｏｆ Ａ ｍ ｓ ｒ ａ Ｔｅ ｔｎｇ Ｓ ｔ ｍ
Ｗ ａｎｇ Ｈ ａ —ｕｎ ＬｉＢａ ｔｎｇ Ｚｈａ ｉ ｎ— ｈｏｎ ｉｊ ， ｏ－ ｉ ， ｎｇ Ｊ ａ ｚ ｇ
（ ．海 军 航 空 工 程 学 院 青 岛 分 院 ， 东 青 岛 １ 山 ２ ６ ４ ； ．海 航 特 设 处 ） ６０ １２
某型航空备份仪表的大气数据系统设计
／ ．Ｉｓｉ ｔ ｏ ｌｇ ｔＣ ｎｒｌ ｎ ｉ ｌｔ ｎ， ｒｈｏｓ ｅ ｏｙｅｈ ｉａ ｎｖｒｉ １ ｎｔ ｕｅ ｆＦ ｉｈ ｏ ｔｏ ｄＳｍｕａｉ Ｎｏｔｚｅ ｅ Ｐ ｌｔｃｎｃｌＵ ｉｅｓｔ ｔ ａ ｏ ｔｎ ｙ，Ｘｉ￣ １０ ２ ｈｎ ； ’ｎ７０ ７ ，Ｃ ｉａ 、 ２ ＼ ．Ａｉｃａ ｔ ｉｔｎ ｎｅＢ ｓ ｆＣ ｉａＥ ｓ ｅｎＸｉｅ Ａｉｌ ｅ ，Ｘｉａ １０ ８ ｈ ２ ｒｒｆ ｎｅａ ｃ ａｅ０ ｈ ｎ ａｔ ｒ ｂｉ ｒｉ ｓ Ｍａ ｔ ｎ ’ｎ７０ ７ ，Ｃ ｎ ，
Ａｂ ｔａ ｔＴｈ ｅ ｉｎ ｏ ｒＤａａ Ｓ ｓｅ （ ｓｒ ｃ ： ｅｄ ｓｇ ｆＡｉ ｔ ｙ ｔ ｍ ＡＤＳ ｓｄｓ ｕ ｓ ｄ，ｗｈ ｃ ｓａ ｐ ｒ ｆａ ｖａｉｎ ｓａ ｄ ｙ ｉ ｓｒ － ）ｉ ｉｃ ｓ ｅ ｉｈ ｉ ａ ｔｏ ｎ ａ ｉｔｏ ｔｎ ｂ ｎ ｔｕ ｍ ｅ ｔｓ ｓｅ ｎ ｙ ｔ ｍ． Ｔｈ ｒ ｈ ｔｃｕ ｅ ｅａ ｃ ｉ ｔ ｒ ，ｍｏ ｅｉｇ ａ ｄ ｄ ｖ ｌｐ ｅ ｔｏ ｈ ｅ ｄ ｌ ｎ ｅ ｅｏ ｍ ｎ ｆｔ ｅＡＤＳ ａ ｅｉｔｏ ｕ ｅ ． ｅｓ ｌｃｉｎ ｏ ｎ ｎ ｒ ｒ ｄ ｃ ｄ Ｔｈ ｅｅ ｔ ｆ ｎ ｏ ａ ａ ｃ ｒ ｔ ｎ ｅｉｂｅ ｐ ｅ ｓ ｒ ｒｎ ｄ ｃ ｒｉ ｎ ｆｔ ｅｃ ａ ｌｎ ｅ ｈ ｖ ｒ ｌ ａｒｄ ｔ ｓｒ ｍ ｅ ｔｄ ｓｇ ． ｃ ｕ ａ ｅａ ｄ ｒ ｌ ｌ ｒ ｓ ｕ ｅｔａ ｓ ｕ ｅ Ｓｏ ｅｏ ｈ ｈ ｌ ｇ ｓｉ ｔ ｅｏ ｅ ａｌ ｉ ａａｉ ｔｕ ｎ ｅ ｉｎ ａ ｅ ｎ ｎ Ｐｒ ｃｓｏ ｒ ｓ ｕ ｅＴｒ ｎ ｄ ｃ ｒ Ｐ ｅ ｉｉｎ Ｐ ｅ ｓ ｒ ａ ｓ ｕ ｅ （ ＰＴ）ｉ ｅｅ ｔｄ ａ ｈ ｅ ｓ ｒａ ｄ ｔｎ ｉ ｇｅ ｂ ａ ｄ ｃ ｍ ｐ ｔｒ ６ ６ Ｓｓ ｌｃｅ ｓ ｔ ｅ ｓ ｎ ｏ ｎ ｉ ｙ ｓｎ ｌ ｏ ｒ ｏ ｕ ｅ （ ８ ＣＯＲＥ）
A320系列飞机大气数据系统故障浅析
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 而 管 、 个 静 压孔 、 个 迎 角 传 感 器 和 两个 总 温探 头 ， 些 传 感 器 感 受 和 六 三 这
５ 维 护信 息 或 状 态 信 息
探测飞机外部的大气情况 ，最终 由 Ａ Ｒ ＤＩＵ计算并获得飞机的大气数 在 飞 机 的起 飞 加 速 阶 段 （０ １０节 至 ２ ０节 之 间 ）三 步 ＡＤ ０ ， Ｒ交 叉 比 据 ， 机 组 和 飞机 的其 他系 统 使 用 。 供 较各 自传感器的输人数据 ， 当数据相差超过 门限时 ， Ｒ产 生相应 的 ＡＤ 常 见 故 障 分析 及 处 理 ： 维 护 信 息 。 当 飞行 中遭 遇 恶 劣 天 气 时 ， 种 输 入 交 叉 比较 经 常 会 超 出 这 门 限 而 导致 维 护 信 息 的 产 生 。 １ 气 压 高度 误 差 大 Ａ ｓ的输 出 数 据 供 Ａ Ｓ 自动 飞 行 系 统 ） 用 ， Ｆ ＤＲ Ｆ（ 使 Ａ Ｓ对 ＡＤ ｓ的 Ｒ 气 压 高 度数 据 的准 确 性 取决 于测 量 静 压 、 ＤＭ、 Ｒ、 机 的 迎 角 输 出 数 据 进 行 交 叉 比较 ， 相 差 超 过 门 限时 ， Ｆ Ａ ＡＤ 飞 当 Ａ Ｓ将 触 发 “ Ｄ Ｒ ／／ Ａ ｔＵ １ ２ 值 、 赫数 和襟 缝 翼 位 置 数据 。 某 一侧 气 压 高 度 误 差 太 大 时 ， 马 当 机组 常 ３Ｄ Ｓ Ｇ Ｅ ｆＤＩＵ １２３不 一 致１ 的 维 护信 息 或 “ Ａ Ｕ ＩＡ Ｒ Ｅ Ａ Ｒ ／／ ” Ｃ Ｔ３Ｄ ＡＬ 会 有 左 右 高 度 不 一 致 的故 障反 映 ， 果 没 有 明确 的 故 障 信 息 ， 且 相 Ｉ Ｏ （ 如 而 Ｎ Ｐ 三类 双 通 道 着 陆 不 工 作 ） 状 态信 息 。 的 关 检 查 与测 试 均 正 常 ， 时维 护 人 员 可 以查 阅机 组 操 作 手 册 中高 度 容 此 ６ 机长或副驾驶位的 Ａ ＤＲ 和 Ｉ 同 时故 障 Ｒ 差 的允 许 范 围 ． 果 容 差 在允 许 的范 围之 内 ， 可 以暂 时 不 用 排 故 ， 如 则 继 续 飞行 观察 。在 需 要 排 故 时 。 常 以 ＡＤ ３的气 压 高 度 为 参 考 来 判 断 通 Ｒ Ａ２ ３ ０系 列 飞 机 共 有 三 个 Ａ Ｒ 每 个 Ａ Ｉ Ｕ 都 有 ＡＤ 和 Ｉ ＤＩＵ， ＤＲ Ｒ Ｒ两 哪一 侧 的数 据 误 差 大 ，但 当 Ａ Ｒ Ｄ ３的气 压 高度 介 于 Ａ １ ２中 间时 ， 部 分 组 成 ．他 们 之 间 的 数据 相 互 连 接 的 情 况 为 ：每 个 Ｉ ＤＲ 、 Ｒ都 接 收三 个 会难 以判 断 ， 时 可 以通 过 机 组 与 地 面 管 制 员 联 系 由地 面 测 高 雷 达 来 Ａ 这 ＤＲ的 输 出 ．但 在 正 常 情 况 下 ， 优 先 使 用 本 边 Ａ Ｒ 的输 出 ；每 个 Ｉ Ｒ Ｄ
大气数据计算机自动测试系统研究
测试 ； ⑤测试系统本身的自检和 自校功能。
１ 大气数据计算机测试 系统功能描述
大气数据计算机测试 系统是证实大气数据系统 及其部件是否满足规定要求。测试系统以大气数据计 算机为测试对象 ， 通过控制器向大气数据系统施加静 压、 总温和攻角等模拟信号 ， 利用大气数据计算机 的 对外交联接 口， 对其输出的信号进行监测、 调理 、 分析 及处理 ； 通过信息 比较对其进行性能测试 ， 实现大气 数据计算机系统软硬件故障的全面测试。
罗云林 ， 文杰 任
（ 中国民航 大学航 空 自动化 学院， 天津 ３０ ０ ） ０ ３０
摘 要 ： 气数据 机 作 为 重要 的航 空 电子 设 备 ， 量 大 气数 据 的 精 度 关 系到 飞 行 控 制 的性 能和 飞行 安 全 。介 绍 了 大 大 测
气 数据 计 算 机 测 试 系统 的软 硬 件 结构 ， 大 气数 据 机 的 各 参 量 和 测试 信 号 进 行 误 差 分 析 ． 用误 差修 正 的 对 采 方 法 消除 电 压 测试 信 号 的误 差 ， 效 地提 高 系统 检 测精 度 ， 有 为测 试 大 气数 据 计 算 机性 能提 供 科 学依 据 。 关 键 词 ： 气数 据 计 算机 测试 ； 大 自动 测 试 系统 ； 差校 准 误
收稿 臼期 ： ０ ９ ０ — ７；修 回 日期 ：０ ９ ０ — １ ２０—５０ ２ ０ — ９ ０
ｗ ｉｈ ｆｏ ｖ ｌ ｇ ｅ ｔ ｇ ｓｇ ａ ， ｔｔ ｅ ｓ ｓｅ ｔ ｍｐ ｏ ｅ ｄ ｔｃ ｉｎ ｐ ｅ ｉｉ ｎ ｐ ｏ ｉ ｉ ｇ ｓ ｉｎ ｉ ｃ ｂ ｓｓ ｆｒ ｈ ｃ ｒ ｍ ｏ ｔ ｅ ｔｓｉ ｉ ｎ ｌｌ ｈ ｙ ｔｍ ｏ ｉ ｒ ｖ ｅｅ ｔ ｒ ｃ ｓ ， ｒ ｖ ｄｎ ｃｅ ｔ ａ ｉ ｏ ａ ｎ ｅ ｏ ｏ ｉ ｆ
民用飞机大气数据全静压系统设计研究
民用飞机大气数据全静压系统设计研究方案的设计以满足条款要求。
可能的调整包括更改和优化传感器的安装位置；更改静压源误差的修正方案；调整全静压传感器的架构等待。
但是由于全静压系统的设计直接影响空速校准试验的结果，而完成空速校准试验往往是进行其他飞行测试试验的前提，所以更改全静压系统的设计可能会影响整个飞机的设计进度，需要重新进行一系列的气动分析，并造成巨大的经济浪费。
总之，全静压系统的设计非常依赖前期的气动分析，应当在充分的CFD计算和风洞试验基础上确定合理的全静压传感器布局，而且在全静压系统整体架构和布局方案确定后，应当尽量避免更改全静压系统的设计。
2 全静压系统架构设计在全静压系统的设计流程中，全静压系统架构的确定是非常重要的环节。
在全静压系统架构设计中，核心是确定全静压传感器的类型和数量，以及相应的传感器架构。
一般而言，全静压系统的传感器包括全压探头（也称为皮托管）、静压孔和全静压探头。
其中全压探头和静压孔是各自独立的进行全压或静压信息的测量，而全静压探头可以在一个传感器上同时测量出全压和静压信息。
由于全压、静压的测量对于飞机的安全性有着非常重大的影响，在现代民用客机上往往需要设计三套相互独立的全静压测量通道，以相互备份从而满足安全性指标的要求。
同时，由于静压的测量受到飞机侧滑等的影响较大，为减少侧滑影响，一般选择将两个对称分布的静压传感器的测量值取平均后作为一个独立的静压测量值使用。
因而，在每一套全静压测量通路中，一般包括一个全压传感器和两个静压传感器。
根据全静压传感器类型的不同，有两种主流的传感器架构设计方案。
一种是基于静压孔和全压探头的传感器架构；另一种是基于全静压探头的传感器架构。
这两种方案的架构示意图（见图2和图3所示）。
其中ADC代表大气数据计算机，Pt/Ps代表全静压探头，每两个全静压探头对称分布，每个全静压探头均提供一路全压（Pt/Ps_L2的全压不被系统使用），Pt/Ps_L1和Pt/Ps_R1是能够同时分别提供两路静压测量值的全静压探头，而Pt/Ps_L2和Pt/Ps_R2仅需要提供一路静压测量值。
空天飞行器大气传感技术研究
本文2013-12-04收到，柏楠、苑景春均系中国航天科工集团第三研究院第三十三研究所高级工程师空天飞行器大气传感技术研究柏楠苑景春王希洋时兆峰摘要根据空天飞行器的特点和大气传感系统的技术类型，调研了国外典型空天飞行器的大气传感系统技术，明确了嵌入式大气数据传感技术适合空天飞行器，在此基础上分析了嵌入式大气数据传感系统的组成方案，并针对空天飞行器的特殊需求，梳理了嵌入式大气数据传感系统关键技术。
关键词空天飞行器高超声速大气数据传感系统嵌入式引言空天飞行器（ASV ）作为新一代空间往返飞行器已逐渐受到各国的高度重视。
空天飞行器是一种既能够进入太空飞行，又能在大气层内长时间飞行的飞行器。
由于飞行环境变化大，飞行器气动参数受飞行高度、速度和姿态的影响剧烈，尤其是在高超声速再入段，空天飞行器对飞控系统的稳定性和控制精度提出了很高的要求，这使得惯导系统、内外环飞行控制、终点区域能量管理以及着陆时攻角侧滑角控制等关键分系统和关键行为都需要实现对大气参数的精确测量，同时大气相对于飞行器的状态参数如动压、马赫数、攻角、侧滑角和地面风等，对于着陆阶段的能量管理和跑道对准也非常重要。
采用冲压发动机为动力的高超声速空天飞行器（空天飞机），需要在大气层内依靠超燃冲压发动机实现马赫数5以上的高超声速飞行才能进入太空。
而超燃冲压发动机的工况对大气参数非常敏感，并且高超声速的高动态特性给飞行器控制精度提出了很高的要求，因此，对大气参数的准确传感与测量对于空天飞行器的动力和控制性能尤为关键。
1空天飞行器飞行特点作为可重复使用天地往返系统的空天飞行器，主要有以下飞行特点：1）跨大空域飞行空天飞行器将实现太空和大气层内的往返飞行，因此，其飞行空域跨地面到外太空，大气静压将为0 100kPa 。
2）高马赫数飞行空天飞行器的飞行过程可分成上升段、轨道飞行段和再入返回段。
飞行器在再入返回段的马赫数将达到十几、甚至二十几。
而在大气层内，空天飞行器将依靠自身的吸气式冲压发动机以高超声速（Ma =6 7）长时间在大气层内飞行。
飞机的大气数据参数
飞机的大气数据参数，是飞行控制系统、火控系统、平显等设备的不可缺少的信息，准确的大气数据信息对飞行安全和战斗胜利起着相当重要的作用，因此大气数据系统已经成为重要的机载设备。
Aircraft air data parameters is the indispensable information of flight control system, fire control system, head-up display and other devices ,and accurate air data information plays a very important role of flight safety and battle, so the air data system hasbecome the important airborne equipment.光学大气数据测量系统的出现不仅可以显著降低大气数据测量系统的维护成本，而且能够提高测量精度。
同时，光学测量系统可以进行埋入式设计，增强飞机的隐身性能。
除了为飞机提供大气数据，光学大气数据测量系统还有着更为广泛的用途。
而光学大气数据测量系统的核心，无疑是作为探测器的光电倍增管。
The emergence of photics atmosphere data measurement system not only can significantly reduce the maintenance cost of atmosphere data measurement system, but also can improve the accuracy of measurement. At the same time, the optical measurement system can be embedded design, enhance the stealth performance of the plane. In addition to provide aircraft with air data, optical atmosphere data measurement system has more extensive uses. And the core of the optical atmosphere data measurement system, must be the photomultiplier as a detector.光电倍增管，简称PMT，是一种建立在外光电效应、二次电子发射和电子光学理论基础上，结合了高增益、低噪声、高频率响应和大信号接收区等特征的具有极高灵敏度和超快时间响应的光敏电真空器件。
分布嵌入式大气数据系统算法的初步研究
ｓ ｒ ｅ ｈ ｌｏ ｔ ｍ ｅ ｉｎ ｏ ｅ ＤＦ Ｓ Ｔ ｅ ａｇ ｒ ｍ ｎ ｒ ｄ ｃ ｓ ａ ｍｅｈ ｄ ｏ ｏ － ｈ ｓｃ ｌｍａ － ｃ ｂ ｓ ｔ ｅ ａ ｇ ｒ ｈ ｄ ｓ ｆｔ ＡＤ ． ｈ ｌ ｏ ｉ ｉ ｉ ｇ ｈ ｈ ｔ ｉｔ ｕ ｅ ｔ ｏ ｆｎ ｎ ｐ ｙ ｉａ ｐ ｏ ｐ ｎ ｓａ ｌ ｈ ｔｅ ｒ ｌ ｔ ｎ ｈ ｐ ｂ ｔ ｅ ｎ ｔｅ ｓ ｎ ｏ ａ ｎ ｅｂ ｓｃ ａｒｄ ｔ ａ ａ ｔｒ ． Ｆ ｒｔ ｔ ｉ ｇ ｔ ｅ ｔ ｂ ｉ ｅａ ｏ ｓ ｉ ｅ ｗ ｅ ｅ ｓ ｒｄ ｔ ａ ｄ ｔ ａ ｉ ｉ ａ ｐ ｒ ｍｅ ｅｓ ｏ ｓ ｈ ｉ ｈ ａ ｈ ａ ｉ ， ｗｏ ｓ ｏ ｒ ｅ ｐ ｉ ｆ ｅｅ ａ ｔ ｓ ｎ ｏ ｓ ａ ｅ ｓ ｌｃｅ ｙ ｔ ｅ ｓ ｅ ｉ ｃ ｍｕｔ－ｓ ｎ ｏ ａ ａ ｖ ｔ ｇ ｒ ｌ ｓ Ｔ ｅ ｒ ｔ ｅ ａｒ ｏ ｌ ｖ ｎ ｅ ｓ ｒ ｒ ｅｅ ｔｄ ｂ ｈ ｐ ｃｆ ｌ ｈ ｓ ｒ ｉ ｉ ｅ ｓ ｒ ｄ ｔ ｏ ｉ ｕ ｅ ． ｈ ｎ， ｎ ｔ ｅ ｒ ｌｔ ｎ ｈ ｐ ｂ ｔ ｅ ｅ ｄ ｔ ｏ ｔ ｅ ｓ ｌｃ ｅ ｅ ｓ ｒ ｎ ｈ ｏ ｒ ｓ ｏ ｄｎ ｒ ｓ ｕ ｅ ｃ ｅｆ ｉｎ ｈ ｅ ａ ｉ ｓ ｉ ｅｗｅ ｎ ｔ ａ ａｆ ｍ ｅ ｅ ｔｄ ｓ ｎ ｏ ａ ｄ ｔ ｅ ｃ ｒ ｐ ｎ ｉｇ ｐ ｅ ｓ ｒ ｏ ｆ ｃ ｅ ｔ ｓ ｏ ｈ ｒ ｈ ｓ ｅ ｉ ｉ ｈ ｎ ｒ ｓ ｅｔｂ ｉ ｅ ． Ｆ ｒｈ ｒ ｒ ｔｅ ｆｇ ｔｓ ｔ ｓｏ ｔｉ ｅ ｔ ａ ｃ ｌ ｔ ｇ ａ ｄ ｓ ａ ｃ ｉ ｇ ｔ ｅ ｅ ｔ ｂ ｉ ｅ ｓａ ｌ ｈ ｄ ｓ ｕ ｔｅｍｏｅ， ｈ ｉｈ ｔ ｅ ｉ ｂ ｎ ｄ ｗｉ ｃ ｌｕ ａ ｉ ｎ ｅ ｈｎ ｈ ｓａ ｌ ｈ ｄ ｌ ａ ａ
大气数据系统详解
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
10
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
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标准大气（三）
武装直升机大气数据传感器技术研究进展
武装直升机大气数据传感器技术研究进展熊亮1，刘义明1，黄巧平 1(1.中航工业成都凯天电子股份有限公司，成都 610091）摘要：大气数据是武装直升机飞行控制系统和武器打击系统的重要信息源，影响武装直升机的飞行安全和武器精确打击。
根据未来武装直升机对大气数据传感技术发展的需求，分析了传统单轴大气数据传感技术、双轴大气数据传感技术、三轴大气数据传感技术、集成式大气数据传感技术、嵌入式大气数据传感技术、光学大气数据传感技术及虚拟大气数据传感技术的发展和特点，总结了武装直升机大气数据传感器技术的发展方向及存在的技术难点。
关键词：大气数据；武装直升机；传感技术；单轴；双轴；三轴；集成；嵌入式；光学；虚拟中图分类号：V247.1+6文献标识码：AResearch Advance in Air-data Sensing Techniquefor Attack HelicopterXiong Liang,Liu Yi-min,Hu Qiao-ping（AVIC CHENGDU CAIC ELECTRONICS CO..LTD,Chengdu 610091,China）Abstract:Air-data is very important information source for Flight Control System and Weapon Attacking System, which will affect flight safety and precision attacking of weapon. According to development demands of attack helicopter air-data sensing technique,described development and characteristics of several air-data sensing technique (such as uniaxial, biaxial, three-axial, integrated, Flushed, optic and virtual) and summarized the technique’s developing direction and existed technical difficulties.Key Words:air-data;attack helicopter;sensing technique;uniaxial;biaxial;three-axial;integrated;flushed;optic; virtual武装直升机以其能够垂直起降、空中悬停、低空或贴地飞行、全向机动[1]及较强的战场生存能力，在未来战场环境、气象环境复杂的信息化战争中占据有利地位[2]。
飞行模拟器中的大气数据仿真系统设计探讨
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
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。
大气数据系统的发展及展望
大气数据系统的发展及展望大气数据指航空器与机体气流的相对参数，主要包括总压、静压、静温、侧滑角、高度、指示空速、马赫数等参数，这些重要的大气参数是飞机动力系统、飞控系统、导航系统、指示系统等不可缺少的信息。
文章针对大气数据系统发展过程进行描述，并且对其所面临的技术问题等方面进行深入分析，最后对大气数据系统的发展趋势进行展望。
标签：大气；数据系统；发展；展望1 传统大气数据系统介绍传统大气数据系统由全静压传感器、全静压管路和大气数据计算机组成。
全静压传感器安装在机体外部，主要用于准确收集气流的全压和静压，全压孔用来收集气流的全压，全压口位于全静压传感器中正对气流方向，空气流至全压孔时，完全受阻，流速为零，因而得到气流的全压。
静压孔用来收集气流的静压，静压孔位于机身周围没有紊流的地方，静压经静压管路进入大气数据计算机。
全静压传感器是流线型的管子，表面十分光滑，其目的是减少对气流的扰动。
大气数据计算机通过对全静压传感器和全静压管路收集到的全压和静压进行解算，得到飞机重要的参数如高度，空速，升降速度，马赫数等等。
传统的大气数据系统的缺陷也十分明显，首先全静压管路存在压力延迟，若飞机当前压力变化较快，会出现飞行指示空速或高度滞后于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跑，由于飞机起飞时，总压变化较快，管路的迟滞对起飞速度和滑跑距离有着直接的影响，所以FAA发布109号修正案，针对延迟情况进行了具体的规定。
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影响，所以FAA咨询通报AC25-11A将飞机所有空速高度误指示定为灾难类的风险，法航447事故也是由于全静压传感器的堵塞造成飞行员得到错误的空速高度指示，最终导致机毁人亡的惨剧。
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杂，不利于减重并且降低了可靠性。
详解大气数据惯性基准系统（ADIRS）
详解大气数据惯性基准系统（ADIRS）－概述－大气数据基准（ADR）－惯性基准（IR）－加速度计的工作原理－激光陀螺的工作原理－为什么要校惯导－737NG惯导校准的五种方式－A320惯导校准的三种方式－737NG ISDU（Inertial System Display Unit）－A320 CDU（Control Display Unit）大气数据惯性基准系统（ADIRS - AIR DATA INERTIAL REFERENCE SYSTEM）是飞机最重要的导航系统,主要包含了两个主要功能：大气数据基准（ADR）和惯性基准（IR）。
ADIRS能提供：气压高度，空速，温度，航向，地速，姿态和当前位置数据。
每部大气数据惯性基准组件（ADIRU）由一部大气数据基准组件（ADR)和一部惯性基准组件（IR）组成。
每部ADIRU中的ADR和IR系统各自独立工作，一个系统故障不会导致另一个系统失效。
A320的ADIRS:737NG的ADIRS:大气数据基准（ADR）－计算空速，气压高度，大气总温和飞机迎角737NG ADR:A320 ADR:大气数据基准（ADR）部分主要部件有：大气数据组件（ADM-Air Data Modules）皮托管探头（PITOTPROBE）静压口(STATICPORT)总温（TAT）探头迎角（AOA）探测器大气数据组件（ADM）的作用是：把各传感器感受的气压信号（模拟信号）转换为数字信号。
机身两侧的皮托管（PITOT PROBE）把外界空气的全压送到各自的ADM（机长和副驾驶），ADM把气压信号（模拟信号）转换成数字信号，通过ARING429总线送到ADIRU的大气数据基准（ADR）部分用来计算空速。
机身两侧的静压口(STATIC PORT)把外界空气的静压送到各自的ADM（机长和副驾驶），ADM把气压信号（模拟信号）转换成数字信号，通过ARING429总线送到ADIRU的大气数据基准（ADR）部分用来计算高度和空速。
前起落架对大气数据系统测量值影响的计算研究
科学技术创新2021.14前起落架对大气数据系统测量值影响的计算研究郑颖1马玉敏2徐倩1郭洁1（1、中航西飞民用飞机有限责任公司，陕西西安7100892、航空工业一飞院，陕西西安710089）目前民用飞机依靠先进的大气数据系统，通过安装在飞机表面的传感器或探头探测周围自由气流信息，经过大气数据计算机解算后得到指示空速、真空速、气压高度、马赫数、总压、静压、总温、大气密度、迎角和侧滑角等参数[1-2]，是飞行器导航系统、飞行控制系统、飞行管理系统以及座舱仪表显示/警告系统等机载系统不可缺少的信息，大气数据的准确可靠直接影响飞行器的安全与稳定飞行。
其中静压、总压、迎角、总温是最基本的大气数据，分别由大气数据传感器组合中的静压孔、皮托管、风标、总温探头测量得到，其它大气和飞行参数均可通过这些基本信息解算得到。
国外主要飞机制造商对传感器安装定位的技术已相当成熟，波音、空客公司在此方面都有丰富系统的经验积累，但是作为一项关键技术，很少有研究资料公开发表。
国内型号设计单位如一飞院、商飞都对大气数据传感器布局及应用的研究较也少。
汪发亮[3-4]等采用计算流体力学技术分析了飞机巡航、起飞着陆构型下流场，对智能探头式大气数据传感器的安装位置选择以及位置误差修正进行了实例研究。
赵克良[5]等对民用飞机风标式迎角传感器的安装定位进行了研究，给出了类似机头外形的迎角传感器安装定位规律。
周峰、孙一峰、杨慧、杨士普[6-8]等根据CFD 结果，确定飞机机身表面静压随马赫数和迎角变化不敏感的区域，结合飞机实际机体结构或其他设备布置的限制，确定了静压孔布局位置。
采用风洞试验方法，验证静压孔测量特性，试验测量得到襟缝翼、扰流板、起落架以及地面效应对静压孔测量的影响量，对齐平式静压孔安装具有一定的参考价值。
但目前关于前起落架对机头探头式大气数据系统测量值的影响研究较少。
本文以某型民用运输飞机为背景，研究了前起落架放下对机头探头式总静压传感器测量值的影响量，为大气数据的校准提供数据支持。
飞机大气数据计算机数据故障及定位
飞机大气数据计算机数据故障及定位一、提纲1. 飞机大气数据计算机数据故障及定位的背景与概述2. 飞机大气数据计算机数据故障的类型及原因3. 飞机大气数据计算机数据故障的检测与定位方法4. 飞机大气数据计算机数据故障的维修方法5. 如何预防飞机大气数据计算机数据故障的发生二、飞机大气数据计算机数据故障及定位的分析1. 背景与概述随着航空工业的飞速发展，飞机的控制系统越来越复杂，大气数据计算机及其相关设备愈加重要。
作为飞机控制系统中的重要组成部分，大气数据计算机不仅能够获取相应的数据，而且还能够将相应的数据转化为指令从而进行控制，因此，一旦出现故障就会对飞机的控制以及安全产生重大的影响。
为此，本文将针对飞机大气数据计算机数据故障这一问题进行全面的研究和分析。
2. 故障类型及原因飞机大气数据计算机数据故障的类型主要有以下几种：电路故障，软件故障，硬件故障等。
其中，电路故障是最常见的一种故障，其主要原因在于设备老化以及使用时间过长，导致电路元器件的老化、断裂等。
软件故障则主要由于软件升级不及时、软件程序设计存在漏洞、过度优化等引起。
硬件故障则主要由于硬件部件的设计存在缺陷、材质不符合标准等因素所引起的。
3. 检测与定位方法一旦发现飞机大气数据计算机数据出现异常情况，就需要采取相应的检测与定位方法。
目前，例如依靠对设备自身的自检程序进行检测、维修以及更换故障部件等方法都可以进行快速的故障定位。
4. 维修方法针对飞机大气数据计算机数据故障之后的维修方法，需要遵循安全、高效、严谨的原则，并根据故障原因及类型有的放矢地进行相应的修理和更换工作。
5. 预防飞机大气数据计算机数据故障的发生为了预防飞机大气数据计算机数据故障的发生，建议在日常维护和监控上注重关注设备状况，并进行适时的更换或养护工作。
同时，对于软件设计，也应注重把握正确的设计理念和方法，并及时对软件进行升级和补丁修复，从而保证设备的正常运行。
三、相关案例1. 案例一：美联航的波音737-800航班在升空后因为飞机显示屏故障而紧急返航。
大气数据系统RVSM初始适航符合性分析
某型飞机的静压受感器位置误差数据(即SSEC)是多
由SSEC的多项式拟合公式可得出，攻角和马赫数的自
身误差均会导致SSEC的解算误差。 经核实，某型飞机在RVSM空域巡航马赫数M为0.74,
攻角约2。~ 3° o在马赫数M为0.74时，攻角传感器的测
4结语
增加民用航空交通密度的方法之一是引入RVSM运行， 使FL290 ~ FL410之间的飞行高度层间隔缩小为300 m,以 增加这一飞行高度层区间的可用高度层数量。本文从大气数 据系统的角度就RVSM初始适航的高度测量系统误差进行分 析，为飞机预取得RVSM适航认证提供了一种分析方法。
参考文献
[1]中国民用航空总局适航审定司.在RVSM空域实施300米 (1000英尺)垂直间隔标准运行的航空器适航批准(咨询
图3大气數据计算机高度测量误差组成
3.2测量误差分析 如图3所示，大气数据计算机高度测量误差均值主要分
为压力传感器误差、高度计算误差、SSEC计算误差以及高度 显示误差(分辨率)。高度计算误差、SSEC计算误差、压力 传感器误差，都合并到大气数据计算机(ADC)设备精度中。 在RVSM高度层(飞行高度8900 ~ 12 500 m) , ADC的高 度测量最大误差为± 12.5 m。利用ADC测得的气压高度，经 HB6096总线传输到飞机相关系统使用，在数据传输过程中不 产生任何误差，由显示(分辨率)带来的高度误差为0.5 mo 3.3 SSEC 分析 3.3.1 SSEC自身误差
按CTSO-C106中有关SSEC的规定，由存储在计算机
内的修正曲线所生成的修正值，其允差应为下列各项之和：
修正理论值的±15%或士&466 kPa,两者中取大者；修正 曲线的斜率值乘以该曲线编程自变量的允差。
无人驾驶飞机大气数据计算机系统的研究
Keyword: pilotless aircraft
Air Data Computer Signal collecting and processing Modular method Software and hardware design
西北工业大学硕士学位论文
目录
目录
前言.……………………………………………………………………………1 第一章 大气数据计算机系统概述.……………………………………………3 §1.1 §1.2 §1.3 大气数据计算机系统的起源及发展……………………………3 对大气数据计算机系统的功能要求……………………………5 目前大气数据计算机系统的现状………………………………6
第一章 大气数据计算机系统概述
第一章
大气数据计算机系统概述
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
大气数据计算机是现代化飞行中必不可少的一种航空电子设备， 它为机载火 控系统，飞行控制系统和导航系统等提供所需的大气数据信息，其性能的好坏不 仅直接关系到对大气数据的准确检测和指示， 而且还影响飞行任务的完成及飞行 的安全，因此，世界上各个国家都非常重视大气数据计算机的发展和应用。
§1.1 大气数据计算机的起源及发展
大气数据计算机的发展一直紧随航空技术的发展而发展，在其发展过程中， 一共经历了高度控制型、气压计算机型、简单机电式、中等复杂的机电式、高级 复杂的机电式、数字∕模拟混合型，以及目前广泛应用于现代化飞行器的数字式 大气数据计算机。 最早的飞机是在没有任何飞行仪表的情况下飞行的， 驾驶员只能依赖于他的 视觉、感觉和听觉给出相对地面的高度和速度等大气参数。因此，这种飞行只限 于在良好的气候条件下进行的，试图在恶劣天气下飞行维修会发生飞行事故。 随着航空技术的发展， 航空专家们越来越多的认识到必须设计一种能够在能 见度差的条件下操纵飞机的系统，即飞行状态仪表。大气数据仪表系统即是表征 飞行状态仪表的一部分。 最初的空速指示器和高度表非常简单。 其空速指示器就是利用表内的开口膜 盒，在动压的作用下膨胀，从而带动指示出相应的空速。这是因为动压的大小与 气流的速度等因素有关，所以指针的指示能够反映气流速度的大小，即空速的大 小。而由于在标准大气压条件下，气压高度与静压是一一对应的单值函数关系， 所以可以用气压的大小来反映速度的高低， 因此最初的高度表实际上就是一种真 空膜盒式气压计，以米或英尺计量高度。首先把膜盒内部抽成接近真空，作用在 膜盒外部的为静压，这样，高度表便是测量绝对压力的气压计，不过刻度为与气 压相对应的高度罢了。 气动式大气仪表的进步发展，使出现了升降速度指示器和马赫数指示器。 机械式大气数据仪表依靠空气流直接驱动指示器，结构简单、可靠性好。经
一种民用直升机的大气数据测试系统设计
一种民用直升机的大气数据测试系统设计摘要：大气数据系统是民用直升机的重要子系统，为直升机的安全飞行提供不可获取的外部环境信息和飞行数据。
本文介绍了一种在地面环境中，基于直升机大气数据系统接口和自动测试诊断技术，采用外部仿真激励的方法，对大气数据系统进行综合测试的系统和方法，实现了大气数据系统绝对气压高度、总真空速等大气参数的测试。
关键字：总线检测；大气数据系统；数据激励仿真大气数据系统是航空电子系统的关键子系统，是机载平台的重要传感器，为机载其他系统提供了关键参数。
基于大气数据系统，直升机航电系统能够解算出多个与大气数据有关的参数，如飞行高度、升降速度、真实空速、指示空速、马赫数、大气总温、真实静压、真实攻角、大气静温、大气密度比等。
1 大气系统测试原理1.1大气数据系统工作原理大气数据系统对其采集到的大气总压、静压数据进行解算，从而测算出飞机当前的飞行高度、空速等飞行信息。
总压、静压作为大气数据系统传感器采集的原始数据，其物理含义也在某一方面反映了飞机当前所处大气的环境情况：一方面，静压是指在大气层中一定高度由空气内部分子本身不断进行的热运动而产生的压力，静压值随着海拔高度的升高而降低，因此可以在静压值与高度值之间建立某种函数关系；另一方面，总压是当前大气动压和静压之和，使用动压可以建立飞机当前空速的某种函数关系，因此，在机载系统中，往往将传感器直接获取到的总压数据与静压相减，从而测算当前直升机的飞行速度、飞行高度等参数。
1.2系统测试原理为对大气数据系统进行测试，本论文阐述了一种小型的、可对多型大气数据系统进行性能测试的软硬件平台，该平台通过模拟大气数据系统在空中的各种工作状态，由激励源向被测大气数据系统提供激励信号，并对其输出的总线接口信号进行检测、调理、分析及处理，通过信息比较对其进行性能测试，整个测试过程可以通过自动或手动的方式进行，兼顾了针对大气系统故障诊断的灵活度和便捷性。
总体而言，整个测试平台通过计算机程序调用大气激励设备等相关测试资源，为大气数据系统提供全静压、总温等激励信号，通过相应的数据采集卡对大气数据系统的输出数据进行采集，完成测试结果的判断。
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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
输 出及 显 示 装 置 主要 分 机 型 ，有 些 飞机 有 显 示
路 的安装要求非常高 ， 不利于维护工作 ； 再次组件过
部分 ， 有些没有 。 输 出装置主要指接受大气数据信号 多 ， 这会 导致大气数 据系统 的结构复杂 ， 不利于减重 的交 联 系统 ， 显 示部 分 指 一 些相 关 的指 示 器【 ２ 】 。 并且降低 了可靠性 。
一ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
个分立式传感器只能输 出一个信号 ，当需要大量
全部转变为热能 ， 使感温元件 的电阻值发生变化 ， 从 大气数据信息时 。就必须大量重复使用大量的传感 而测 出大气 的温度 ； 部分 飞机上还装有迎角传感器 ， 器。这样 ， 不仅增加 了重量 和体积 ， 而且会使全压 、 静 主要作用是 向大气数据计算机提供迎角信号 。 压管路 的长度和容量增加 ， 从 而增大全压 、 静压系统 大气数据计算机是大气数据系统的核心 ，它与 的状 态 误 差 ， 因此 ， 大气 数 据 传 感 器 的数 量 不 能再 继
气数据中心 ， 并通过电信号传输 ， 向相关设备 提供高 机计算后 ，转换成符合一定规范 的大气数据信息输 度、 速度 、 迎角 ， 总温等大气数据信号的系统【 １ ］ 。
送给机上 的各系统。 大气数据系统有其独特 的特点 ，一是减少 了大 量重复的分式仪表与传感器 ，设备 的体积和重量大 大减轻 ； 二是其独特的信息综合功能 ， 提高 了参数 的 测量精度 ； 三是提供信息 的一致性 得到提高 ； 四是提 高 了可 靠 性 。
《 装备制造技术＞ ＞ ２ ｏ １ ５ 年第 ３ 期
飞机 大气 数 据 系统 研 究
魏 青。 赵 丽， 王 瑞
１ ２ ５ ０ ０ １ ） （ 海军航 空兵学院 ， 辽宁
摘
葫芦 岛
要： 大 气数据是 飞机驾 驶 员最 重要 的信 息， 主要 包括全压 、 静 压、 高度 、 空速 、 马赫数等参数 ， 这些重要 的大气参数也
为 了解 决 传 统 大气 数 据 系统 出现 的 问题 ，全 球 各 大气 数 据 系 统供 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 。 新 型 的大 气 数 据 系统 虽 然 在 技术 上 和构 架 上 已
总压 增大 ， 空速 必然 增 大 。
机上全 、 静压系统连接 ， 同时接 收来 自温度传感器的 续增加了。于是大气数据系统应运而生［ ３ １ 。 温度信号 ，大气机将接收到的压力信号和温度信 号 大气数据系统不 可避免 的存在一 定的 问题 ， 首 经过计算后 ，转换 成符合一定规范 的大气数 据信 息 先 ， 压 力 管路 过 长 ， 这 种 结 构 会 导 致 管路 压 力 延 迟过 输 送 给机 上 的各 系统 。 大， 影 响飞机测试参数 的实时性 ； 其次 ， 大气数据管
１ 组成 原理及 特点
大气数据系统主要 由传感器 、 大气数据计算机 、
输 出及 显 示装 置 组 成 。
传感 器 部分 主要包 括 压力 传感 器 和温 度传 感
器， 有些飞机上还装有迎角传感器 。压力传感器 主要 ２ 发展 进程 用来 收集全压和静压 的， 称 为全静压系统 ， 有 的飞机
文献标识码 ： Ｂ
文章编号 ： １ ６ ７ ２ — ５ ４ ５ Ｘ（ ２ ０ １ ５ ） ０ ３ － ０ ２ ２ ５ — ０ ２
大 气 数 据 系 统 与 机上 全 、 静 压 系统 连 接 ， 同 时接 大气数据系统是将飞机上所有测量大气数 据的 仪表和传感器结合在一起 ，利用计算 机形成一个 大 收来 自温度传感器 的温度信号 ，通过大气数据计算
其次是温度传感器故 障 ，有些飞机 的温度传 感 器用于静温和真空速 的计算 以及发动机 的减推力起 飞及发动机控制 ，温度传感器的内部 一个单元体传 感 器故 障后 通 常 对 飞行 没 有 太 大 影 响 ，但 如 果 内部 两个单元体传感器都出现故 障 ，将导致 空中双套 自 动 驾驶 和 飞行 指 引仪 断 开ｆ ４ １ 。