民用飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)模塊功能性分析

李建蘇，陳才扣

（揚(yáng)州大學(xué) 信息工程學(xué)院，揚(yáng)州225127）

0 引言

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（Air Data System，簡(jiǎn)稱(chēng)ADS）［1-3］是一個(gè)非常重要的信號(hào)源，為自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)、通訊導(dǎo)航系統(tǒng)、飛行駕駛儀表顯示、飛行警告系統(tǒng)等提供靜壓、動(dòng)壓、總溫、高度、空速等不可或缺的參數(shù)信息。飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)信息的精確性和集成化對(duì)飛行的經(jīng)濟(jì)性和安全性起著非常重要的作用。

在國(guó)外，美國(guó)的霍尼韋爾公司是較早研究大氣數(shù)據(jù)模塊（Air Data Model，簡(jiǎn)稱(chēng)ADM）符合RVSM（Reduced Vertical Separation Minimum）［4］降低垂直間隔最小值要求的；波音公司、空客公司在此方面都有豐富且系統(tǒng)的經(jīng)驗(yàn)積累。2006年，K.Wise［5］對(duì)X-45A無(wú)人機(jī)的 攻 角/測(cè)滑角測(cè)量 可靠性和容錯(cuò)性等問(wèn)題進(jìn)行了深入細(xì)致的研究，并提出基于飛行控制數(shù)據(jù)和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)參數(shù)的攻角/側(cè)滑角測(cè)量方法；2015年，M.B.Rhudy等［6］在不依賴(lài)飛行氣動(dòng)模型和壓力傳感器的情況下，創(chuàng)造性地采用GPS組合風(fēng)速測(cè)量傳感器的方法實(shí)現(xiàn)了真空速估計(jì)的計(jì)算方法；2017年，D.Karlgaard等［7］提出了估計(jì)大氣密度和壓力的虛擬計(jì)算方法。

多年來(lái)，我國(guó)一直密切關(guān)注ADS的發(fā)展情況，并進(jìn)行了不斷嘗試和探索。目前，國(guó)內(nèi)的研究主要集中于大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)理論和數(shù)值模擬方面。熊亮等［8］的研究發(fā)現(xiàn)，大氣數(shù)據(jù)傳感器的雷達(dá)散射面積及紅外輻射強(qiáng)度是影響探測(cè)距離的主要因素，并分析了大氣數(shù)據(jù)傳感器表面溫度及表面積對(duì)飛行器紅外隱身性能的影響；宋東等［9］利用大氣數(shù)據(jù)推算飛行參數(shù)的方法分析得到大氣數(shù)據(jù)計(jì)算原理和公式，構(gòu)建了大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)仿真模型并設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的仿真系統(tǒng)；魏明明［10］采用測(cè)量不確定度法（GUM）和蒙特卡洛法（MCM）對(duì)皮托管測(cè)量風(fēng)速值的不確定度進(jìn)行評(píng)定，結(jié)果表明，GUM方法適用于皮托管進(jìn)行風(fēng)速測(cè)量時(shí)的不確定度，該方法求得的不確定度的偏差率較小，因此，可以在應(yīng)用時(shí)根據(jù)實(shí)際情況決定是否修正；張朋等［11］從三個(gè)方面深入研究了提高大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)精度的途徑：大氣數(shù)據(jù)計(jì)算模型、基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的壓力測(cè)量溫度誤差補(bǔ)償方法、一種計(jì)算型靜壓源誤差補(bǔ)償方法，證明了其大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)能很好地滿(mǎn)足飛機(jī)的使用要求；張鵬等［12］針對(duì)機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)靜壓源誤差問(wèn)題，首先對(duì)影響靜壓源誤差的各要素進(jìn)行分析并提出相應(yīng)的修正方案，大氣靜壓測(cè)量值的精度也因此提高，為其他工程中響應(yīng)的優(yōu)化提供了參考方法；錢(qián)國(guó)寧［13］針對(duì)靜壓源誤差問(wèn)題，從工程實(shí)踐的角度出發(fā)，分析了影響靜壓源誤差的因素以及誤差的修正方法；王曉璐等［14］研究了測(cè)壓點(diǎn)分布對(duì)嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)計(jì)算精度的影響，發(fā)現(xiàn)沿圓周方向增加測(cè)壓點(diǎn)數(shù)量，可提高嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)（FADS）的測(cè)量精度，但存在門(mén)檻值，而在測(cè)壓點(diǎn)數(shù)量相同的情況下，增大圓錐角可明顯提高FADS的測(cè)量精度。

目前大多數(shù)文獻(xiàn)針對(duì)民用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的研究集中于大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和皮托管氣動(dòng)特性方面，而具體的ADM對(duì)ADS的有效數(shù)據(jù)的相關(guān)研究甚少。因此，本文在高度模型的框架下，依據(jù)CRJ200、G450和G550三種機(jī)型的管路布局和實(shí)際高度模型，測(cè)量大氣數(shù)據(jù)模塊的高度范圍并對(duì)其進(jìn)行分析比較，以期發(fā)現(xiàn)ADM對(duì)ADS的作用。

1 大氣數(shù)據(jù)模塊結(jié)構(gòu)

ADM內(nèi)部主要由全/靜壓傳感器、溫度傳感器、f/D轉(zhuǎn)換器、數(shù)據(jù)微處理器等組成。全/靜壓傳感器中的模擬信號(hào)通過(guò)f/D轉(zhuǎn)換器轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號(hào)，然后傳送給大氣數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)系統(tǒng)（Air Data Inertial Reference System，簡(jiǎn)稱(chēng)ADIRS）進(jìn)行處理，最終成為民用飛機(jī)飛行環(huán)境和其他系統(tǒng)使用的數(shù)據(jù)，如圖1所示。

圖1 大氣數(shù)據(jù)模塊結(jié)構(gòu)Fig.1 Air data module structure

1.1 壓力傳感器

壓力傳感器主要有電容式、壓阻式和壓頻振膜式三種，現(xiàn)代飛機(jī)廣泛使用壓頻振膜式傳感器。壓頻振膜式傳感器又稱(chēng)頻率式傳感器［15-17］，它可以直接將壓力信號(hào)轉(zhuǎn)換成頻率信號(hào)。頻率式傳感器中有一個(gè)空腔，利用空腔頂端做成的膜片稱(chēng)為壓力膜片。在壓力膜片的支架上放置一個(gè)振蕩膜片，振蕩膜片的自然振蕩頻率的函數(shù)用壓力負(fù)載來(lái)表示。當(dāng)實(shí)際氣室壓力等于標(biāo)準(zhǔn)氣室壓力時(shí)，說(shuō)明振蕩膜片沒(méi)有受到壓力作用，即固有頻率由膜片振蕩表示；反之，實(shí)際壓力的變化將引起膜片的振蕩頻率變化。當(dāng)該膜片振蕩受到壓力p作用而發(fā)生變形時(shí)，膜片將會(huì)產(chǎn)生諧振變化，壓力p將根據(jù)諧振頻率f的變化而發(fā)生變化，由于靜撓度是由振蕩膜片受力所產(chǎn)生的，振蕩膜片的中心靜撓度Wp與振蕩頻率f的關(guān)系式為

膜片的中心靜撓度Wp與壓力p的關(guān)系為

式中：c1為膜片尺寸大??；c為與材料有關(guān)的常數(shù)；r為膜片的半徑；h為膜片厚度；μ為泊松比。

由此推出壓力和頻率的關(guān)系如下：

膜片振蕩頻率拾取器將感受到的飛機(jī)外的實(shí)際壓力信號(hào)轉(zhuǎn)換的頻率變化量輸出到轉(zhuǎn)換器中，轉(zhuǎn)換器將輸出數(shù)字信號(hào)，這些數(shù)字信號(hào)又被傳送到微處理器進(jìn)行計(jì)算修正。

1.2 f/D轉(zhuǎn)換器

飛機(jī)全/靜壓管通過(guò)感受飛行環(huán)境而得到模擬信號(hào)，又將模擬信號(hào)進(jìn)行輸入，轉(zhuǎn)換成頻率，再把這些中間量轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)，才能輸入到ADIRS進(jìn)行計(jì)算?，F(xiàn)代飛機(jī)使用的轉(zhuǎn)換器是中間量為頻率的f/D轉(zhuǎn)換器。它包括輸入通道（輸入電路、放大整形電路）、標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間間隔脈沖發(fā)生器和帶有緩沖器的計(jì)數(shù)器等部分。用初值為零的計(jì)數(shù)器計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間間隔內(nèi)輸入頻率脈沖的個(gè)數(shù)，輸入的頻率與計(jì)數(shù)器的數(shù)碼成正比，即：

式中：T0為標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間（由標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間間隔發(fā)生器所規(guī)定）；N0為計(jì)數(shù)器的計(jì)數(shù)值；f為被轉(zhuǎn)換的頻率量。

計(jì)數(shù)值N0和標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間間隔發(fā)生器T0決定轉(zhuǎn)換的頻率f所產(chǎn)生的誤差值。被測(cè)頻率可能存在±1個(gè)脈沖的誤差，這是由于數(shù)字測(cè)量的斷續(xù)性所導(dǎo)致的。為了減小誤差，提高脈沖的測(cè)量精確度，必須首先在單位時(shí)間內(nèi)計(jì)量脈沖個(gè)數(shù)N0，其次必須保證T0更加穩(wěn)定。頻率是通過(guò)測(cè)量平均周期值得來(lái)的，并且所測(cè)量的周期數(shù)在數(shù)據(jù)刷新時(shí)間內(nèi)是最多的，相應(yīng)地提高了數(shù)據(jù)精度。f/D轉(zhuǎn)換器具有抗干擾能力強(qiáng)，穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，可實(shí)現(xiàn)高精度模數(shù)轉(zhuǎn)換。因此這種轉(zhuǎn)換器能夠滿(mǎn)足大氣數(shù)據(jù)信號(hào)由模擬量向數(shù)字量的精確轉(zhuǎn)化，并將轉(zhuǎn)化后的數(shù)據(jù)信號(hào)輸出到數(shù)據(jù)微處理器。

1.3 數(shù)據(jù)微處理器

數(shù)據(jù)微處理器由PCB電路板以及各種芯片和電路元器件組成，外形尺寸3 cm×5 cm，PCB安裝孔距2.5 cm×4.5 cm，PCB安裝孔徑φ3.2 mm，PCB電路板厚度1.6 mm。微處理器具有體積小、重量輕、耗電少等優(yōu)點(diǎn)，這種設(shè)計(jì)在民用飛機(jī)的使用中能夠減輕飛機(jī)的重量，有利于提高飛機(jī)的穩(wěn)定性和安全性。ADM微處理器通過(guò)ARINC429接收f(shuō)/D轉(zhuǎn)換器輸來(lái)的全/靜壓管路的數(shù)字信號(hào)，按預(yù)定好的處理程序?qū)?shù)字信號(hào)進(jìn)行運(yùn)算處理和修正，得出有效、準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)信號(hào)輸出到ADIRS，便于感受飛行環(huán)境，并為飛機(jī)的其他系統(tǒng)提供使用數(shù)據(jù)。

2 ADM的設(shè)計(jì)工作原理

ADM設(shè)計(jì)至少包含三套大氣數(shù)據(jù)模塊單元ADMU（Air Data Model Unit），三套大氣數(shù)據(jù)模塊單元可通用互換，數(shù)據(jù)的更新頻率可調(diào)節(jié)，體積小、功耗低，工作溫度范圍寬，ADM對(duì)接收到的模擬信號(hào)通過(guò)f/D轉(zhuǎn)換器進(jìn)行轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換成數(shù)字信號(hào)，利用微處理器進(jìn)行修正、整合、傳送，然后通過(guò)ARINC429總線(xiàn)傳送到至少一臺(tái)ADIRS，出于不同機(jī)型的余度設(shè)計(jì)差異考慮，每臺(tái)ADIRS的數(shù)據(jù)接口必須擁有3個(gè)以上的通道（現(xiàn)代大眾機(jī)型基本裝有3個(gè)ADM），至少提供3條ADM數(shù)據(jù)總線(xiàn)輸入來(lái)接收ADM的數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)輸入總線(xiàn)后，ADIRS經(jīng)過(guò)一系列計(jì)算，將輸出氣壓高度、指示空速（IAS）、馬赫數(shù)（Ma）、升降速度等數(shù)據(jù)，它既能作為飛機(jī)駕駛艙的指示儀表，指示出飛機(jī)的高度偏差、指示空速（IAS）、馬赫數(shù)（Ma）、升降速度等；又可作為其他系統(tǒng)的信號(hào)傳感器使用，為飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)（AFCS）、空中交通管制（ATC）、飛行駕駛儀（F/P）、警告系統(tǒng)等系統(tǒng)輸送信號(hào)。

3 民用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布局

CRJ200機(jī)型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布局如圖2所示。全/靜壓皮托管接收到的模擬信號(hào)通過(guò)氣源管路直接送到數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（Digital Air Data Computer，簡(jiǎn)稱(chēng)DADC），總溫探頭接收到的溫度信號(hào)通過(guò)ARINC429總線(xiàn)直接送到DADC。G450、G550機(jī)型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布局如圖3所示，全壓/靜壓皮托管接收到的模擬信號(hào)通過(guò)氣源管路送到ADM，總溫探頭接收到的溫度信號(hào)通過(guò)ARINC429總 線(xiàn) 送 到ADM，ADM再 通 過(guò)ARINC429總 線(xiàn) 送 到ADIRS，ADM盡 可 能 緊 靠全/靜壓探頭安裝并固定在飛機(jī)水平面上，高于全壓、靜壓源的位置，靠近蒙皮，便于接收全/靜壓探頭的數(shù)據(jù)。

圖2 CRJ200機(jī)型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布局Fig.2 Layout of air data system for CRJ200 aircraft

圖3 G450、G550機(jī)型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布局Fig.3 Layout of G450 and G550 air data system

對(duì)比 圖2和圖3，可以看出：G450、G550機(jī)型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)減少了管路的布局，節(jié)省了機(jī)上的空間，也大幅降低了由管路引起的滲漏誤差。

4 大氣數(shù)據(jù)信息分析

4.1 飛機(jī)的相對(duì)高度分析

民用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)通過(guò)靜壓、全壓傳感器以及總溫傳感器等測(cè)量元件來(lái)測(cè)量大氣靜壓、全壓以及空氣中大氣總溫，然后利用所測(cè)量的大氣參數(shù)（密度、溫度和壓力）和飛行參數(shù)的特定關(guān)系進(jìn)行精確計(jì)算，得到飛行高度、空速等參數(shù)。具體過(guò)程如圖1所示。

主飛行顯示器（Primary Flight Display，簡(jiǎn)稱(chēng)PFD）左邊高度帶遵循的工作原理是以動(dòng)靜壓壓力傳感器來(lái)感受空氣中大氣壓強(qiáng)的變化情況，并以此為依據(jù)對(duì)飛機(jī)的飛行高度變化做出判斷。在計(jì)算PFD高度帶的高度變化值時(shí)，必須要在飛機(jī)側(cè)壁板上按壓選擇一個(gè)基準(zhǔn)參考面，旋轉(zhuǎn)按鈕選定的氣壓基準(zhǔn)面不同，相應(yīng)的，得到的高度值也不同，若旋轉(zhuǎn)按鈕得到選定標(biāo)準(zhǔn)氣壓（即大氣壓力等于29.92 inHg，T=15℃）為基準(zhǔn)參考面，PFD高度帶的高度顯示為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度；若以旋轉(zhuǎn)選定機(jī)場(chǎng)的標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度（簡(jiǎn)稱(chēng)場(chǎng)壓）為基準(zhǔn)參考面，PFD高度帶的高度顯示為相對(duì)于該機(jī)場(chǎng)的相對(duì)高度；若以旋轉(zhuǎn)選定修正的海平面氣壓為基準(zhǔn)參考面，PFD高度帶的高度顯示為指示絕對(duì)高度。

另外，在計(jì)算前，規(guī)定民用航空飛機(jī)以亞聲速飛行，即飛機(jī)的Ma小于1.0，且飛機(jī)在空中空速管、靜壓管周?chē)鸁o(wú)空氣擾動(dòng)影響。

在流體中，壓強(qiáng)隨高度的變化率：

大氣的物理參數(shù)（密度、溫度和壓力）的關(guān)系服從完全氣體的狀態(tài)方程。

將式（6）代入式（5）得出飛機(jī)氣壓高度隨大氣壓強(qiáng)變化的微分關(guān)系式：

氣壓高度隨大氣層中每一層溫度線(xiàn)性變化函數(shù)為

式中：TH為空氣溫度下限值；HG為重力勢(shì)高度；σ為氣壓高度方向上溫度的變化率根據(jù)國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表，大氣的密度和壓力隨著高度的增加都在減小。溫度的變化卻比較復(fù)雜，在11 km以下的對(duì)流層，每上升1 km，溫度下降279.65 K（6.5℃）。在平流層的底部（11 km＜h≤20 km），大氣的溫度為常值為-216.650 K（-56.50℃），在平流層的上部，溫度又開(kāi)始回升?？梢缘玫酱髿鉁囟龋ǜ叨?2～20 km）的計(jì)算公式為

對(duì)式（7）積分，然后將式（8）代入，再減去機(jī)場(chǎng) 標(biāo)高，得到相對(duì)氣壓高度計(jì)算公式為

式中：T2為大氣在標(biāo)準(zhǔn)海平面的溫度；σ為溫度梯度；T1為高度11 km處的大氣溫度；P0為大氣在標(biāo)準(zhǔn)海平面中的壓力；R為氣體常數(shù)；Ph1為高度11 km處的大氣壓力；Ps為飛機(jī)靜壓；P2為當(dāng)?shù)貓?chǎng)壓。

伯努利方程數(shù)學(xué)表達(dá)式為

4.2 DADC與ADIRS的 數(shù) 據(jù) 測(cè) 試 對(duì) 比

CRJ200機(jī) 型應(yīng)用的是DADC，G450和G550機(jī)型應(yīng)用的是ADIRS。三種機(jī)型的大氣數(shù)據(jù)如表1～表3所示。在0～15 km高度測(cè)試且高度誤差值在±25 m范圍內(nèi)，G450和G550機(jī)型更能夠提高飛機(jī)的滲漏精度，實(shí)時(shí)反映飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)信息。它既能作為機(jī)組人員的指示顯示儀表，又可作為其他系統(tǒng)的信號(hào)源。

表1 G450機(jī)型飛機(jī)左右ADM大氣測(cè)試數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)數(shù)據(jù)對(duì)比Table 1 G450 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表2 G550機(jī)型飛機(jī)左右ADM大氣測(cè)試數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)數(shù)據(jù)對(duì)比Table 2 G550 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表3 CRJ200機(jī)型飛機(jī)左右ADC大氣測(cè)試數(shù)據(jù)與基準(zhǔn)數(shù)據(jù)對(duì)比Table 3 CRJ200 aircraft ADC air test data and baseline data comparison

飛機(jī)在飛行時(shí)需要考慮RVSM區(qū)域的空氣擾動(dòng)影響，尤其是靜壓源擾動(dòng)的影響，靜壓源誤差影響到各飛行參數(shù)的計(jì)算。Ma=0.6時(shí)，不同迎角的靜壓源誤差校正值如表4所示。

表4 不同迎角的靜壓源誤差校正值（Ma=0.6）Table 4 error correction of static pressure source at different angles of attack（Ma=0.6）

靜壓源誤差表達(dá)式為

靜壓源誤差（SSE）主要取決于馬赫數(shù)、靜壓孔安裝位置、機(jī)型、迎角、襟翼和起落架的位置。

由于各機(jī)型飛機(jī)的函數(shù)值不同，靜壓源誤差校正（SSEC）的規(guī)律亦不同，故當(dāng)同樣的ADC安裝在不同機(jī)型的飛機(jī)上時(shí)，需改變對(duì)應(yīng)表格的數(shù)據(jù)。因此要用試驗(yàn)測(cè)定各馬赫數(shù)和迎角情況下的SSE值，并列出一個(gè)表格。模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（AADC）通過(guò)機(jī)電設(shè)備實(shí)現(xiàn)誤差補(bǔ)償，而DADC利用軟件的查表方法對(duì)靜壓源誤差進(jìn)行補(bǔ)償。通過(guò)SSEC方法進(jìn)行校正可以消除靜壓源擾動(dòng)，校正后的飛行數(shù)據(jù)會(huì)通過(guò)ADIRS或DADC進(jìn)行進(jìn)一步處理，最后得到精確的大氣數(shù)據(jù)信息。

5 結(jié)論

（1）通過(guò)對(duì)比三種機(jī)型的管路布局，發(fā)現(xiàn)裝有大氣數(shù)據(jù)模塊的G450和G550機(jī)型更能提高飛機(jī)的滲漏精度，實(shí)時(shí)反映民用飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)信息；裝有ADM的機(jī)型用ARNIC429取代了傳統(tǒng)管路，一方面節(jié)省了機(jī)上安裝空間，另一方面，壓力管路引起的滲漏等問(wèn)題也得到了改善。

（2）通過(guò)三種機(jī)型對(duì)高度變化的數(shù)據(jù)對(duì)比，發(fā)現(xiàn)ADIRS中大氣數(shù)據(jù)模塊（ADM）有利于提高飛機(jī)信息數(shù)據(jù)傳輸?shù)臏?zhǔn)確性，為民用飛機(jī)提高ADS的數(shù)據(jù)精度指明了方向，從而降低飛機(jī)的故障率，使飛行更加安全、快捷。

本文從民用飛機(jī)的實(shí)際應(yīng)用出發(fā)，從機(jī)型的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)和壓力管路布局兩個(gè)方面展開(kāi)，為ADM的研究和發(fā)展提供了思考。ADM是現(xiàn)代民用飛機(jī)發(fā)展到高精度集成化大氣數(shù)據(jù)的重要模塊，是隨著航空電子設(shè)備向綜合化、標(biāo)準(zhǔn)化、數(shù)字化和多功能方向發(fā)展的主要趨勢(shì)。未來(lái)將會(huì)在商用干線(xiàn)客機(jī)、國(guó)產(chǎn)支線(xiàn)客機(jī)、商用公務(wù)機(jī)乃至通航飛機(jī)上得到廣泛的推廣和應(yīng)用。