民用飛機的大氣數據模塊功能性分析

李建蘇，陳才扣

（揚州大學 信息工程學院，揚州225127）

0 引言

大氣數據系統（Air Data System，簡稱ADS）［1-3］是一個非常重要的信號源，為自動飛行控制系統、通訊導航系統、飛行駕駛儀表顯示、飛行警告系統等提供靜壓、動壓、總溫、高度、空速等不可或缺的參數信息。飛機大氣數據信息的精確性和集成化對飛行的經濟性和安全性起著非常重要的作用。

在國外，美國的霍尼韋爾公司是較早研究大氣數據模塊（Air Data Model，簡稱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的經驗積累。2006年，K.Wise［5］對X-45A無人機的 攻 角/測滑角測量 可靠性和容錯性等問題進行了深入細致的研究，并提出基于飛行控制數據和大氣數據系統參數的攻角/側滑角測量方法；2015年，M.B.Rhudy等［6］在不依賴飛行氣動模型和壓力傳感器的情況下，創造性地采用GPS組合風速測量傳感器的方法實現了真空速估計的計算方法；2017年，D.Karlgaard等［7］提出了估計大氣密度和壓力的虛擬計算方法。

多年來，我國一直密切關注ADS的發展情況，并進行了不斷嘗試和探索。目前，國內的研究主要集中于大氣數據計算機理論和數值模擬方面。熊亮等［8］的研究發現，大氣數據傳感器的雷達散射面積及紅外輻射強度是影響探測距離的主要因素，并分析了大氣數據傳感器表面溫度及表面積對飛行器紅外隱身性能的影響；宋東等［9］利用大氣數據推算飛行參數的方法分析得到大氣數據計算原理和公式，構建了大氣數據計算機仿真模型并設計實現了大氣數據計算機的仿真系統；魏明明［10］采用測量不確定度法（GUM）和蒙特卡洛法（MCM）對皮托管測量風速值的不確定度進行評定，結果表明，GUM方法適用于皮托管進行風速測量時的不確定度，該方法求得的不確定度的偏差率較小，因此，可以在應用時根據實際情況決定是否修正；張朋等［11］從三個方面深入研究了提高大氣數據系統精度的途徑：大氣數據計算模型、基于BP神經網絡的壓力測量溫度誤差補償方法、一種計算型靜壓源誤差補償方法，證明了其大氣數據系統能很好地滿足飛機的使用要求；張鵬等［12］針對機載大氣數據系統靜壓源誤差問題，首先對影響靜壓源誤差的各要素進行分析并提出相應的修正方案，大氣靜壓測量值的精度也因此提高，為其他工程中響應的優化提供了參考方法；錢國寧［13］針對靜壓源誤差問題，從工程實踐的角度出發，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］研究了測壓點分布對嵌入式大氣數據傳感系統計算精度的影響，發現沿圓周方向增加測壓點數量，可提高嵌入式大氣數據傳感系統（FADS）的測量精度，但存在門檻值，而在測壓點數量相同的情況下，增大圓錐角可明顯提高FADS的測量精度。

目前大多數文獻針對民用飛機大氣數據系統的研究集中于大氣數據計算機和皮托管氣動特性方面，而具體的ADM對ADS的有效數據的相關研究甚少。因此，本文在高度模型的框架下，依據CRJ200、G450和G550三種機型的管路布局和實際高度模型，測量大氣數據模塊的高度范圍并對其進行分析比較，以期發現ADM對ADS的作用。

1 大氣數據模塊結構

ADM內部主要由全/靜壓傳感器、溫度傳感器、f/D轉換器、數據微處理器等組成。全/靜壓傳感器中的模擬信號通過f/D轉換器轉換為數字信號，然后傳送給大氣數據慣性基準系統（Air Data Inertial Reference System，簡稱ADIRS）進行處理，最終成為民用飛機飛行環境和其他系統使用的數據，如圖1所示。

圖1 大氣數據模塊結構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，現代飛機廣泛使用壓頻振膜式傳感器。壓頻振膜式傳感器又稱頻率式傳感器［15-17］，它可以直接將壓力信號轉換成頻率信號。頻率式傳感器中有一個空腔，利用空腔頂端做成的膜片稱為壓力膜片。在壓力膜片的支架上放置一個振蕩膜片，振蕩膜片的自然振蕩頻率的函數用壓力負載來表示。當實際氣室壓力等于標準氣室壓力時，說明振蕩膜片沒有受到壓力作用，即固有頻率由膜片振蕩表示；反之，實際壓力的變化將引起膜片的振蕩頻率變化。當該膜片振蕩受到壓力p作用而發生變形時，膜片將會產生諧振變化，壓力p將根據諧振頻率f的變化而發生變化，由于靜撓度是由振蕩膜片受力所產生的，振蕩膜片的中心靜撓度Wp與振蕩頻率f的關系式為

膜片的中心靜撓度Wp與壓力p的關系為

式中：c1為膜片尺寸大??；c為與材料有關的常數；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系如下：

膜片振蕩頻率拾取器將感受到的飛機外的實際壓力信號轉換的頻率變化量輸出到轉換器中，轉換器將輸出數字信號，這些數字信號又被傳送到微處理器進行計算修正。

1.2 f/D轉換器

飛機全/靜壓管通過感受飛行環境而得到模擬信號，又將模擬信號進行輸入，轉換成頻率，再把這些中間量轉換成數字信號，才能輸入到ADIRS進行計算?，F代飛機使用的轉換器是中間量為頻率的f/D轉換器。它包括輸入通道（輸入電路、放大整形電路）、標準時間間隔脈沖發生器和帶有緩沖器的計數器等部分。用初值為零的計數器計算標準時間間隔內輸入頻率脈沖的個數，輸入的頻率與計數器的數碼成正比，即：

式中：T0為標準時間（由標準時間間隔發生器所規定）；N0為計數器的計數值；f為被轉換的頻率量。

計數值N0和標準時間間隔發生器T0決定轉換的頻率f所產生的誤差值。被測頻率可能存在±1個脈沖的誤差，這是由于數字測量的斷續性所導致的。為了減小誤差，提高脈沖的測量精確度，必須首先在單位時間內計量脈沖個數N0，其次必須保證T0更加穩定。頻率是通過測量平均周期值得來的，并且所測量的周期數在數據刷新時間內是最多的，相應地提高了數據精度。f/D轉換器具有抗干擾能力強，穩定性好等優點，可實現高精度模數轉換。因此這種轉換器能夠滿足大氣數據信號由模擬量向數字量的精確轉化，并將轉化后的數據信號輸出到數據微處理器。

1.3 數據微處理器

數據微處理器由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、耗電少等優點，這種設計在民用飛機的使用中能夠減輕飛機的重量，有利于提高飛機的穩定性和安全性。ADM微處理器通過ARINC429接收f/D轉換器輸來的全/靜壓管路的數字信號，按預定好的處理程序對數字信號進行運算處理和修正，得出有效、準確的數據信號輸出到ADIRS，便于感受飛行環境，并為飛機的其他系統提供使用數據。

2 ADM的設計工作原理

ADM設計至少包含三套大氣數據模塊單元ADMU（Air Data Model Unit），三套大氣數據模塊單元可通用互換，數據的更新頻率可調節，體積小、功耗低，工作溫度范圍寬，ADM對接收到的模擬信號通過f/D轉換器進行轉換，轉換成數字信號，利用微處理器進行修正、整合、傳送，然后通過ARINC429總線傳送到至少一臺ADIRS，出于不同機型的余度設計差異考慮，每臺ADIRS的數據接口必須擁有3個以上的通道（現代大眾機型基本裝有3個ADM），至少提供3條ADM數據總線輸入來接收ADM的數據。數據輸入總線后，ADIRS經過一系列計算，將輸出氣壓高度、指示空速（IAS）、馬赫數（Ma）、升降速度等數據，它既能作為飛機駕駛艙的指示儀表，指示出飛機的高度偏差、指示空速（IAS）、馬赫數（Ma）、升降速度等；又可作為其他系統的信號傳感器使用，為飛機發動機、自動飛行控制系統（AFCS）、空中交通管制（ATC）、飛行駕駛儀（F/P）、警告系統等系統輸送信號。

3 民用飛機大氣數據系統布局

CRJ200機型大氣數據系統布局如圖2所示。全/靜壓皮托管接收到的模擬信號通過氣源管路直接送到數字式大氣數據計算機（Digital Air Data Computer，簡稱DADC），總溫探頭接收到的溫度信號通過ARINC429總線直接送到DADC。G450、G550機型大氣數據系統布局如圖3所示，全壓/靜壓皮托管接收到的模擬信號通過氣源管路送到ADM，總溫探頭接收到的溫度信號通過ARINC429總 線 送 到ADM，ADM再 通 過ARINC429總 線 送 到ADIRS，ADM盡 可 能 緊 靠全/靜壓探頭安裝并固定在飛機水平面上，高于全壓、靜壓源的位置，靠近蒙皮，便于接收全/靜壓探頭的數據。

圖2 CRJ200機型大氣數據系統布局Fig.2 Layout of air data system for CRJ200 aircraft

圖3 G450、G550機型大氣數據系統布局Fig.3 Layout of G450 and G550 air data system

對比 圖2和圖3，可以看出：G450、G550機型大氣數據系統減少了管路的布局，節省了機上的空間，也大幅降低了由管路引起的滲漏誤差。

4 大氣數據信息分析

4.1 飛機的相對高度分析

民用飛機大氣數據通過靜壓、全壓傳感器以及總溫傳感器等測量元件來測量大氣靜壓、全壓以及空氣中大氣總溫，然后利用所測量的大氣參數（密度、溫度和壓力）和飛行參數的特定關系進行精確計算，得到飛行高度、空速等參數。具體過程如圖1所示。

主飛行顯示器（Primary Flight Display，簡稱PFD）左邊高度帶遵循的工作原理是以動靜壓壓力傳感器來感受空氣中大氣壓強的變化情況，并以此為依據對飛機的飛行高度變化做出判斷。在計算PFD高度帶的高度變化值時，必須要在飛機側壁板上按壓選擇一個基準參考面，旋轉按鈕選定的氣壓基準面不同，相應的，得到的高度值也不同，若旋轉按鈕得到選定標準氣壓（即大氣壓力等于29.92 inHg，T=15℃）為基準參考面，PFD高度帶的高度顯示為標準氣壓高度；若以旋轉選定機場的標準氣壓高度（簡稱場壓）為基準參考面，PFD高度帶的高度顯示為相對于該機場的相對高度；若以旋轉選定修正的海平面氣壓為基準參考面，PFD高度帶的高度顯示為指示絕對高度。

另外，在計算前，規定民用航空飛機以亞聲速飛行，即飛機的Ma小于1.0，且飛機在空中空速管、靜壓管周圍無空氣擾動影響。

在流體中，壓強隨高度的變化率：

大氣的物理參數（密度、溫度和壓力）的關系服從完全氣體的狀態方程。

將式（6）代入式（5）得出飛機氣壓高度隨大氣壓強變化的微分關系式：

氣壓高度隨大氣層中每一層溫度線性變化函數為

式中：TH為空氣溫度下限值；HG為重力勢高度；σ為氣壓高度方向上溫度的變化率根據國際標準大氣表，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雜，在11 km以下的對流層，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，溫度又開始回升?？梢缘玫酱髿鉁囟龋ǜ叨?2～20 km）的計算公式為

對式（7）積分，然后將式（8）代入，再減去機場 標高，得到相對氣壓高度計算公式為

式中：T2為大氣在標準海平面的溫度；σ為溫度梯度；T1為高度11 km處的大氣溫度；P0為大氣在標準海平面中的壓力；R為氣體常數；Ph1為高度11 km處的大氣壓力；Ps為飛機靜壓；P2為當地場壓。

伯努利方程數學表達式為

4.2 DADC與ADIRS的 數 據 測 試 對 比

CRJ200機 型應用的是DADC，G450和G550機型應用的是ADIRS。三種機型的大氣數據如表1～表3所示。在0～15 km高度測試且高度誤差值在±25 m范圍內，G450和G550機型更能夠提高飛機的滲漏精度，實時反映飛機的大氣數據信息。它既能作為機組人員的指示顯示儀表，又可作為其他系統的信號源。

表1 G450機型飛機左右ADM大氣測試數據與基準數據對比Table 1 G450 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表2 G550機型飛機左右ADM大氣測試數據與基準數據對比Table 2 G550 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表3 CRJ200機型飛機左右ADC大氣測試數據與基準數據對比Table 3 CRJ200 aircraft ADC air test data and baseline data comparison

飛機在飛行時需要考慮RVSM區域的空氣擾動影響，尤其是靜壓源擾動的影響，靜壓源誤差影響到各飛行參數的計算。Ma=0.6時，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）

靜壓源誤差表達式為

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

由于各機型飛機的函數值不同，靜壓源誤差校正（SSEC）的規律亦不同，故當同樣的ADC安裝在不同機型的飛機上時，需改變對應表格的數據。因此要用試驗測定各馬赫數和迎角情況下的SSE值，并列出一個表格。模擬式大氣數據計算機（AADC）通過機電設備實現誤差補償，而DADC利用軟件的查表方法對靜壓源誤差進行補償。通過SSEC方法進行校正可以消除靜壓源擾動，校正后的飛行數據會通過ADIRS或DADC進行進一步處理，最后得到精確的大氣數據信息。

5 結論

（1）通過對比三種機型的管路布局，發現裝有大氣數據模塊的G450和G550機型更能提高飛機的滲漏精度，實時反映民用飛機的大氣數據信息；裝有ADM的機型用ARNIC429取代了傳統管路，一方面節省了機上安裝空間，另一方面，壓力管路引起的滲漏等問題也得到了改善。

（2）通過三種機型對高度變化的數據對比，發現ADIRS中大氣數據模塊（ADM）有利于提高飛機信息數據傳輸的準確性，為民用飛機提高ADS的數據精度指明了方向，從而降低飛機的故障率，使飛行更加安全、快捷。

本文從民用飛機的實際應用出發，從機型的實測數據和壓力管路布局兩個方面展開，為ADM的研究和發展提供了思考。ADM是現代民用飛機發展到高精度集成化大氣數據的重要模塊，是隨著航空電子設備向綜合化、標準化、數字化和多功能方向發展的主要趨勢。未來將會在商用干線客機、國產支線客機、商用公務機乃至通航飛機上得到廣泛的推廣和應用。