某型飛機降落時氣壓高度表負指原因分析

■ 叢志民 王曉燕/凌云科技集團有限責任公司

1 故障情況

一架某型飛機用于對地面導航臺、塔康系統(tǒng)（TACAN-Tactical Air Navigation System）、儀表著陸系統(tǒng)、微波著陸系統(tǒng)等導航和著陸系統(tǒng)進行飛行校驗。在飛機試飛過程中，空勤人員反映氣壓高度表出現(xiàn)負指現(xiàn)象，具體表現(xiàn)為飛機降落過程中，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表指示數(shù)值不斷減小，在距離地面20m時，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表指示零高度；飛機落地時氣壓高度表指示-20m；飛機滑行剎車時，氣壓高度表指示持續(xù)減小，最大指到-25m左右；滑行約18s后，氣壓高度表指示回零。由于該飛機屬于第一次維修，沒有相同機型作為參考，暫時無法對該現(xiàn)象進行定論。因此，對該現(xiàn)象進行分析，及時找到產(chǎn)生該現(xiàn)象的原因，對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的使用具有重要的意義。

2 工作原理和原因分析

結合大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表工作原理，從該系統(tǒng)涉及的產(chǎn)品及飛機上相關傳感器等方面進行分析，該現(xiàn)象的產(chǎn)生可能與大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)相關產(chǎn)品失效、機上全靜壓系統(tǒng)管路方面故障、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身的輸出特性有關。結合本次飛機修理過程及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作原理分析，認為產(chǎn)生該現(xiàn)象的原因可能為：1）大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作不正常；2）空速管個體差異；3）全靜壓系統(tǒng)管路堵塞，空速管進氣孔、漏水孔變形；4）大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身原因。為了確認具體的原因，按以上幾種可能性逐一進行分析驗證。

2.1 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作不正常

該飛機安裝的XAS-14大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由XSG-13G大氣數(shù)據(jù)計算機、ZG-1B氣壓高度表、ZKS-2空速指示器和GZW-2溫度傳感器等組成。大氣數(shù)據(jù)計算機接收來自飛機的靜壓和全壓、來自總溫傳感器的溫度信號以及來自氣壓高度表的場壓裝訂信號。大氣數(shù)據(jù)計算機可選擇兩條靜壓源誤差裝訂曲線，當構型離散量輸入為“懸空”時，靜壓源誤差曲線同BGJ25-6B精密高度表所裝訂的曲線一致；當構型離散量輸入為“地”時，靜壓源誤差曲線同BGJ25-6A精密高度表所裝訂的曲線一致。選用不同的裝訂曲線，在相同的輸入?yún)?shù)情況下，大氣數(shù)據(jù)計算機輸出的氣壓高度不同。

如果大氣數(shù)據(jù)計算機失效，其輸出的氣壓高度等參數(shù)將發(fā)生變化甚至無數(shù)據(jù)輸出。大氣數(shù)據(jù)計算機輸出3路ARINC429信號（包含2路高速和1路低速）、1路RS422信號到應答機和機上其他設備，其交聯(lián)關系如圖1所示。

圖1 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)交聯(lián)關系圖

ZG-1B氣壓高度表在微處理器的控制下，通過串行數(shù)字接口接收大氣數(shù)據(jù)計算機發(fā)送的ARINC429絕對氣壓高度信號，并采集場壓裝訂數(shù)輪輸出的數(shù)字編碼信號，這些信號經(jīng)過微處理器解算，得出飛機瞬時的氣壓高度，由驅動電路驅動步進電機轉動，通過減速器帶動指針和高度數(shù)輪轉動，指示出飛機的相對氣壓高度。氣壓高度表的場壓裝訂手柄通過傳動齒輪與場壓數(shù)輪相連。在氣壓高度表接通電源狀態(tài)下，轉動場壓裝訂手柄以調(diào)節(jié)場壓裝訂數(shù)輪的指示值，使氣壓高度表實現(xiàn)絕對氣壓高度測量和相對氣壓高度測量。當場壓數(shù)輪指示某一機場的場壓時，氣壓高度表指示相對于某一機場的相對氣壓高度。場壓裝訂數(shù)輪安裝的光電編碼電路可將場壓轉換成相應的編碼信號輸入微處理器，提高了場壓裝訂精度。氣壓高度表具有自檢測和故障告警功能，工作過程中能隨時進行自檢測，檢測結果通過告警旗指示。無故障時，告警旗收起；當高度測量系統(tǒng)故障或氣壓高度表本身故障時，告警旗落下。氣壓高度表失效將導致氣壓高數(shù)指示異常。在試飛過程中，起飛前轉動氣壓高度表的場壓裝訂手柄，使氣壓高度表指示機場的相對氣壓高度。驗證飛行過程時間短，場壓基本無變換，整個過程不需調(diào)整場壓裝訂手柄，起飛和降落過程中告警旗未出現(xiàn)，始終處于收起狀態(tài)，說明系統(tǒng)工作正常。

從上述原理分析得知，大氣數(shù)據(jù)計算機或氣壓高度表的失效都會造成氣壓高度表指示異常。將大氣數(shù)據(jù)計算機及氣壓高度表拆下檢測，按照技術規(guī)范規(guī)定的檢查點進行測試，各項指標均符合技術要求。由于測試是按照測試點的要求進行的，無法完全模擬飛機降落時的各項輸入?yún)?shù)，為了進一步驗證大氣數(shù)據(jù)計算機及氣壓高度表的輸出性能參數(shù)，采用更換產(chǎn)品的方式進行驗證。更換駕駛員一側的大氣數(shù)據(jù)計算機和氣壓高度表后進行飛行試驗，氣壓高度表指示現(xiàn)象未發(fā)生變化，因此排除上述兩種產(chǎn)品失效的可能。

2.2 空速管個體差異

該飛機安裝兩個GKY-10空速管，在飛機飛行時感受周圍的空氣靜壓和迎面氣流的總壓。氣流的靜壓是由位于空速管柱形面上的靜壓孔來感受的，靜壓孔距空速管的前端有足夠長的距離以避免受擾動氣流的影響。由于進廠修理時空速管銹蝕嚴重，無法進行修復，采用了換新處理。對比新空速管與飛機原裝空速管后發(fā)現(xiàn)，空速管上的整流環(huán)安裝位置前后存在差異。整流環(huán)安裝位置見圖2。

飛機下降過程中，因周圍的空氣不穩(wěn)定，氣流擾動可能對靜壓系統(tǒng)造成影響。如果空速管上整流環(huán)位置的變化會引起靜壓系統(tǒng)的壓力變化，導致大氣數(shù)據(jù)計算機采集到的靜壓隨之發(fā)生變化，那么氣壓高度表指示的相對氣壓高度也會發(fā)生相應的改變。為了驗證整流環(huán)位置不同是否對全靜壓系統(tǒng)的壓力造成影響，更換原機的空速管進行飛行驗證。氣壓高度表現(xiàn)象依舊，說明空速管整流環(huán)位置的細小差異對氣壓高度表指示幾乎無影響。因此，排除空速管個體差異的可能。

2.3 全靜壓系統(tǒng)管路影響

全靜壓系統(tǒng)用于感受飛機迎面氣流的全壓和外界大氣靜壓，并通過機上的全靜壓管路輸送給需要用全壓和靜壓的儀表和設備，全靜壓系統(tǒng)原理見圖3。在下列情況下需對全靜壓系統(tǒng)進行氣密性檢查：更換任何與全靜壓系統(tǒng)管路連接的儀表后；倒出沉淀器的冷凝液后；按照飛行員的要求，左右駕駛員儀表指示不同或其他不正常等情況。

圖2 整流環(huán)安裝位置圖

圖3 全靜壓系統(tǒng)原理圖

為了進一步分析全靜壓系統(tǒng)管路的影響，對全靜壓系統(tǒng)導管進行機上吹洗。對機上的全靜壓導管、各型轉接頭和沉淀槽四通等，先用抹布擦去表面灰塵，再用抹布蘸上汽油擦掉表面油污。檢查導管無銹痕、裂紋現(xiàn)象，用冷氣吹洗全靜壓導管、接頭和沉淀槽四通。對于左GKY-10空速管全壓系統(tǒng)，將左操縱臺上全壓轉換開關手柄放在“正常”位置。用氣密試驗設備向飛機左側空速管的全壓口加壓，在抽氣（放氣）或加壓（減壓）時，壓力變化速率應不大于1220m/min，儀表板上的空速指示器指到556±9km/h應停止加壓并保持，在此壓力下，1 min內(nèi)空速表指針下降不得超過2.8km/h，緩慢釋放左空速管全壓系統(tǒng)壓力。按照類似方法對右GKY-10空速管全壓系統(tǒng)、左右GKY-10 空速管靜壓系統(tǒng)進行檢查。檢查未發(fā)現(xiàn)異常，吹洗過程中未發(fā)現(xiàn)管路有堵塞現(xiàn)象，飛行驗證未發(fā)生變化，因此排除全靜壓管路堵塞的可能。

2.4 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身特性

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由大氣數(shù)據(jù)計算機、總溫傳感器、氣壓高度表和空速表等組成。大氣數(shù)據(jù)計算機接收大氣靜壓、全壓信號和總溫傳感器的溫度電阻信號，計算機通過信號處理解算出各種大氣參數(shù)，以ARINC429總線形式發(fā)送給氣壓高度表。氣壓高度表指示飛機相對于起飛、著落等基準點的氣壓高度。測量高度的基準面不同，所得出的飛行高度也不同。實際飛行中，應用最多的是相對高度和標準氣壓高度，起飛著陸時必須知道機場的相對高度，場外飛行和轉場時要用到標準氣壓高度。

由大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)原理可知，該大氣數(shù)據(jù)計算機有兩種裝訂曲線，當構型離散量在懸空時，大氣數(shù)據(jù)計算機裝訂曲線為BGJ25-6B，當構型離散量在接地時，大氣數(shù)據(jù)計算機裝訂曲線為BGJ25-6A，表1和表2為兩種裝訂曲線下的輸出參數(shù)技術指標。

為進一步分析原因，將飛行情況反饋給大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)制造廠，對該型大氣數(shù)據(jù)計算機輸入?yún)?shù)進行軟件模擬，模擬試驗結果如下。

模擬飛機空速從200km/h、氣壓高度從178m不斷降低的過程：當全壓與靜壓差值為14mmHg左右時，相對氣壓高度為0m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11.9mmHg左右時，相對氣壓高度為-15m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11.5mmHg左右時，相對氣壓高度為-19m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11mmHg左右時，相對氣壓高度為-24.58m左右，隨之持續(xù)下降。

表1 大氣數(shù)據(jù)計算機輸出精度（裝訂曲線為BGJ25-6B）

表2 大氣數(shù)據(jù)計算機輸出精度（裝訂曲線為BGJ25-6A）

模擬飛機降落地面進行滑行階段，此時氣壓高度變化很小，空速不停減小：當空速為147.68km/h、全壓與靜壓差值為8mmHg，相對氣壓高度為-3m左右，空速持續(xù)減小；當空速為78.79km/h、全壓與靜壓差值為2.27mmHg，相對氣壓高度為-1.9m左右，空速持續(xù)減小；當空速為30.79km/h、全壓與靜壓差值為0.32mmHg，相對氣壓高度為-1.24m左右，空速持續(xù)減小；當空速為10.95km/h、全壓與靜壓差值為0.04mmHg，相對氣壓高度為-1.14m左右，直至飛機完全停止，飛機氣壓高度將變?yōu)?m。

通過軟件模擬飛機降落過程發(fā)現(xiàn)該系統(tǒng)存在氣壓高度表負指的現(xiàn)象。為進一步驗證氣壓高度表負指現(xiàn)象，利用內(nèi)場檢測設備對大氣數(shù)據(jù)計算機與氣壓高度表進行配套試驗，給定高度0km，速度從0km/h緩慢上升到300km/h，再從300km/h緩慢下降到0km/h。高度表的指示情況為：在構型離散量懸空情況下，高度表最大指示-10m左右；在構型離散量接地情況下，高度表最大指示-25m左右。

從上述軟件模擬和系統(tǒng)配套模擬結果分析得知，飛機在降落過程中，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表回零后氣壓高度繼續(xù)減少，高度表指針負指到最大-25m左右，隨著飛機速度的降低，氣壓高度表指示慢慢回零，符合飛機降落時氣壓高度表負指的現(xiàn)象。該現(xiàn)象是由大氣數(shù)據(jù)計算機的裝訂曲線所決定的，由大氣數(shù)據(jù)計算機在整個高度測量范圍內(nèi)的動壓對其進行修正。因此，飛機降落時出現(xiàn)氣壓高度表負指既不是相關產(chǎn)品失效也不是全靜壓管路影響所致，而是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身輸出的特性所決定的。

3 結束語

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)設計包絡線由飛機主機廠提供，系統(tǒng)研制廠按照飛機主機廠提供的數(shù)據(jù)進行設計生產(chǎn)。不同飛機的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的裝訂曲線不同，用內(nèi)場檢測設備進行檢查時，如果該系統(tǒng)沒有補償且沒有設置不補償選擇開關（或控制接口），檢測設備僅能檢測大氣數(shù)據(jù)計算機補償后的輸出參數(shù)，無法對不補償?shù)臄?shù)據(jù)進行檢查。因此，在對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出參數(shù)進行檢查時，必須明確測試狀態(tài)和輸入的參數(shù)，以及外場測試（補償）與內(nèi)場測試（補償或不補償）狀態(tài)的差別。

實踐證明，通過更換相關產(chǎn)品、試驗模擬等方法進行原因分析，驗證了氣壓高度表負指屬于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身輸出特性，該方法為大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)相關產(chǎn)品的使用和維護提供了一定的參考。