民用飞机的大气数据模块功能性分析

李建苏，陈才扣

（扬州大学 信息工程学院，扬州225127）

0 引言

大气数据系统（Air Data System，简称ADS）［1-3］是一个非常重要的信号源，为自动飞行控制系统、通讯导航系统、飞行驾驶仪表显示、飞行警告系统等提供静压、动压、总温、高度、空速等不可或缺的参数信息。飞机大气数据信息的精确性和集成化对飞行的经济性和安全性起着非常重要的作用。

在国外，美国的霍尼韦尔公司是较早研究大气数据模块（Air Data Model，简称ADM）符合RVSM（Reduced Vertical Separation Minimum）［4］降低垂直间隔最小值要求的；波音公司、空客公司在此方面都有丰富且系统的经验积累。2006年，K.Wise［5］对X-45A无人机的 攻 角/测滑角测量 可靠性和容错性等问题进行了深入细致的研究，并提出基于飞行控制数据和大气数据系统参数的攻角/侧滑角测量方法；2015年，M.B.Rhudy等［6］在不依赖飞行气动模型和压力传感器的情况下，创造性地采用GPS组合风速测量传感器的方法实现了真空速估计的计算方法；2017年，D.Karlgaard等［7］提出了估计大气密度和压力的虚拟计算方法。

多年来，我国一直密切关注ADS的发展情况，并进行了不断尝试和探索。目前，国内的研究主要集中于大气数据计算机理论和数值模拟方面。熊亮等［8］的研究发现，大气数据传感器的雷达散射面积及红外辐射强度是影响探测距离的主要因素，并分析了大气数据传感器表面温度及表面积对飞行器红外隐身性能的影响；宋东等［9］利用大气数据推算飞行参数的方法分析得到大气数据计算原理和公式，构建了大气数据计算机仿真模型并设计实现了大气数据计算机的仿真系统；魏明明［10］采用测量不确定度法（GUM）和蒙特卡洛法（MCM）对皮托管测量风速值的不确定度进行评定，结果表明，GUM方法适用于皮托管进行风速测量时的不确定度，该方法求得的不确定度的偏差率较小，因此，可以在应用时根据实际情况决定是否修正；张朋等［11］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，证明了其大气数据系统能很好地满足飞机的使用要求；张鹏等［12］针对机载大气数据系统静压源误差问题，首先对影响静压源误差的各要素进行分析并提出相应的修正方案，大气静压测量值的精度也因此提高，为其他工程中响应的优化提供了参考方法；钱国宁［13］针对静压源误差问题，从工程实践的角度出发，分析了影响静压源误差的因素以及误差的修正方法；王晓璐等［14］研究了测压点分布对嵌入式大气数据传感系统计算精度的影响，发现沿圆周方向增加测压点数量，可提高嵌入式大气数据传感系统（FADS）的测量精度，但存在门槛值，而在测压点数量相同的情况下，增大圆锥角可明显提高FADS的测量精度。

目前大多数文献针对民用飞机大气数据系统的研究集中于大气数据计算机和皮托管气动特性方面，而具体的ADM对ADS的有效数据的相关研究甚少。因此，本文在高度模型的框架下，依据CRJ200、G450和G550三种机型的管路布局和实际高度模型，测量大气数据模块的高度范围并对其进行分析比较，以期发现ADM对ADS的作用。

1 大气数据模块结构

ADM内部主要由全/静压传感器、温度传感器、f/D转换器、数据微处理器等组成。全/静压传感器中的模拟信号通过f/D转换器转换为数字信号，然后传送给大气数据惯性基准系统（Air Data Inertial Reference System，简称ADIRS）进行处理，最终成为民用飞机飞行环境和其他系统使用的数据，如图1所示。

图1 大气数据模块结构Fig.1 Air data module structure

1.1 压力传感器

压力传感器主要有电容式、压阻式和压频振膜式三种，现代飞机广泛使用压频振膜式传感器。压频振膜式传感器又称频率式传感器［15-17］，它可以直接将压力信号转换成频率信号。频率式传感器中有一个空腔，利用空腔顶端做成的膜片称为压力膜片。在压力膜片的支架上放置一个振荡膜片，振荡膜片的自然振荡频率的函数用压力负载来表示。当实际气室压力等于标准气室压力时，说明振荡膜片没有受到压力作用，即固有频率由膜片振荡表示；反之，实际压力的变化将引起膜片的振荡频率变化。当该膜片振荡受到压力p作用而发生变形时，膜片将会产生谐振变化，压力p将根据谐振频率f的变化而发生变化，由于静挠度是由振荡膜片受力所产生的，振荡膜片的中心静挠度Wp与振荡频率f的关系式为

膜片的中心静挠度Wp与压力p的关系为

式中：c1为膜片尺寸大小；c为与材料有关的常数；r为膜片的半径；h为膜片厚度；μ为泊松比。

由此推出压力和频率的关系如下：

膜片振荡频率拾取器将感受到的飞机外的实际压力信号转换的频率变化量输出到转换器中，转换器将输出数字信号，这些数字信号又被传送到微处理器进行计算修正。

1.2 f/D转换器

飞机全/静压管通过感受飞行环境而得到模拟信号，又将模拟信号进行输入，转换成频率，再把这些中间量转换成数字信号，才能输入到ADIRS进行计算。现代飞机使用的转换器是中间量为频率的f/D转换器。它包括输入通道（输入电路、放大整形电路）、标准时间间隔脉冲发生器和带有缓冲器的计数器等部分。用初值为零的计数器计算标准时间间隔内输入频率脉冲的个数，输入的频率与计数器的数码成正比，即：

式中：T0为标准时间（由标准时间间隔发生器所规定）；N0为计数器的计数值；f为被转换的频率量。

计数值N0和标准时间间隔发生器T0决定转换的频率f所产生的误差值。被测频率可能存在±1个脉冲的误差，这是由于数字测量的断续性所导致的。为了减小误差，提高脉冲的测量精确度，必须首先在单位时间内计量脉冲个数N0，其次必须保证T0更加稳定。频率是通过测量平均周期值得来的，并且所测量的周期数在数据刷新时间内是最多的，相应地提高了数据精度。f/D转换器具有抗干扰能力强，稳定性好等优点，可实现高精度模数转换。因此这种转换器能够满足大气数据信号由模拟量向数字量的精确转化，并将转化后的数据信号输出到数据微处理器。

1.3 数据微处理器

数据微处理器由PCB电路板以及各种芯片和电路元器件组成，外形尺寸3 cm×5 cm，PCB安装孔距2.5 cm×4.5 cm，PCB安装孔径φ3.2 mm，PCB电路板厚度1.6 mm。微处理器具有体积小、重量轻、耗电少等优点，这种设计在民用飞机的使用中能够减轻飞机的重量，有利于提高飞机的稳定性和安全性。ADM微处理器通过ARINC429接收f/D转换器输来的全/静压管路的数字信号，按预定好的处理程序对数字信号进行运算处理和修正，得出有效、准确的数据信号输出到ADIRS，便于感受飞行环境，并为飞机的其他系统提供使用数据。

2 ADM的设计工作原理

ADM设计至少包含三套大气数据模块单元ADMU（Air Data Model Unit），三套大气数据模块单元可通用互换，数据的更新频率可调节，体积小、功耗低，工作温度范围宽，ADM对接收到的模拟信号通过f/D转换器进行转换，转换成数字信号，利用微处理器进行修正、整合、传送，然后通过ARINC429总线传送到至少一台ADIRS，出于不同机型的余度设计差异考虑，每台ADIRS的数据接口必须拥有3个以上的通道（现代大众机型基本装有3个ADM），至少提供3条ADM数据总线输入来接收ADM的数据。数据输入总线后，ADIRS经过一系列计算，将输出气压高度、指示空速（IAS）、马赫数（Ma）、升降速度等数据，它既能作为飞机驾驶舱的指示仪表，指示出飞机的高度偏差、指示空速（IAS）、马赫数（Ma）、升降速度等；又可作为其他系统的信号传感器使用，为飞机发动机、自动飞行控制系统（AFCS）、空中交通管制（ATC）、飞行驾驶仪（F/P）、警告系统等系统输送信号。

3 民用飞机大气数据系统布局

CRJ200机型大气数据系统布局如图2所示。全/静压皮托管接收到的模拟信号通过气源管路直接送到数字式大气数据计算机（Digital Air Data Computer，简称DADC），总温探头接收到的温度信号通过ARINC429总线直接送到DADC。G450、G550机型大气数据系统布局如图3所示，全压/静压皮托管接收到的模拟信号通过气源管路送到ADM，总温探头接收到的温度信号通过ARINC429总 线 送 到ADM，ADM再 通 过ARINC429总 线 送 到ADIRS，ADM尽 可 能 紧 靠全/静压探头安装并固定在飞机水平面上，高于全压、静压源的位置，靠近蒙皮，便于接收全/静压探头的数据。

图2 CRJ200机型大气数据系统布局Fig.2 Layout of air data system for CRJ200 aircraft

图3 G450、G550机型大气数据系统布局Fig.3 Layout of G450 and G550 air data system

对比 图2和图3，可以看出：G450、G550机型大气数据系统减少了管路的布局，节省了机上的空间，也大幅降低了由管路引起的渗漏误差。

4 大气数据信息分析

4.1 飞机的相对高度分析

民用飞机大气数据通过静压、全压传感器以及总温传感器等测量元件来测量大气静压、全压以及空气中大气总温，然后利用所测量的大气参数（密度、温度和压力）和飞行参数的特定关系进行精确计算，得到飞行高度、空速等参数。具体过程如图1所示。

主飞行显示器（Primary Flight Display，简称PFD）左边高度带遵循的工作原理是以动静压压力传感器来感受空气中大气压强的变化情况，并以此为依据对飞机的飞行高度变化做出判断。在计算PFD高度带的高度变化值时，必须要在飞机侧壁板上按压选择一个基准参考面，旋转按钮选定的气压基准面不同，相应的，得到的高度值也不同，若旋转按钮得到选定标准气压（即大气压力等于29.92 inHg，T=15℃）为基准参考面，PFD高度带的高度显示为标准气压高度；若以旋转选定机场的标准气压高度（简称场压）为基准参考面，PFD高度带的高度显示为相对于该机场的相对高度；若以旋转选定修正的海平面气压为基准参考面，PFD高度带的高度显示为指示绝对高度。

另外，在计算前，规定民用航空飞机以亚声速飞行，即飞机的Ma小于1.0，且飞机在空中空速管、静压管周围无空气扰动影响。

在流体中，压强随高度的变化率：

大气的物理参数（密度、温度和压力）的关系服从完全气体的状态方程。

将式（6）代入式（5）得出飞机气压高度随大气压强变化的微分关系式：

气压高度随大气层中每一层温度线性变化函数为

式中：TH为空气温度下限值；HG为重力势高度；σ为气压高度方向上温度的变化率根据国际标准大气表，大气的密度和压力随着高度的增加都在减小。温度的变化却比较复杂，在11 km以下的对流层，每上升1 km，温度下降279.65 K（6.5℃）。在平流层的底部（11 km＜h≤20 km），大气的温度为常值为-216.650 K（-56.50℃），在平流层的上部，温度又开始回升。可以得到大气温度（高度-2～20 km）的计算公式为

对式（7）积分，然后将式（8）代入，再减去机场 标高，得到相对气压高度计算公式为

式中：T2为大气在标准海平面的温度；σ为温度梯度；T1为高度11 km处的大气温度；P0为大气在标准海平面中的压力；R为气体常数；Ph1为高度11 km处的大气压力；Ps为飞机静压；P2为当地场压。

伯努利方程数学表达式为

4.2 DADC与ADIRS的 数 据 测 试 对 比

CRJ200机 型应用的是DADC，G450和G550机型应用的是ADIRS。三种机型的大气数据如表1～表3所示。在0～15 km高度测试且高度误差值在±25 m范围内，G450和G550机型更能够提高飞机的渗漏精度，实时反映飞机的大气数据信息。它既能作为机组人员的指示显示仪表，又可作为其他系统的信号源。

表1 G450机型飞机左右ADM大气测试数据与基准数据对比Table 1 G450 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表2 G550机型飞机左右ADM大气测试数据与基准数据对比Table 2 G550 aircraft ADM air test data and baseline data comparison

表3 CRJ200机型飞机左右ADC大气测试数据与基准数据对比Table 3 CRJ200 aircraft ADC air test data and baseline data comparison

飞机在飞行时需要考虑RVSM区域的空气扰动影响，尤其是静压源扰动的影响，静压源误差影响到各飞行参数的计算。Ma=0.6时，不同迎角的静压源误差校正值如表4所示。

表4 不同迎角的静压源误差校正值（Ma=0.6）Table 4 error correction of static pressure source at different angles of attack（Ma=0.6）

静压源误差表达式为

静压源误差（SSE）主要取决于马赫数、静压孔安装位置、机型、迎角、襟翼和起落架的位置。

由于各机型飞机的函数值不同，静压源误差校正（SSEC）的规律亦不同，故当同样的ADC安装在不同机型的飞机上时，需改变对应表格的数据。因此要用试验测定各马赫数和迎角情况下的SSE值，并列出一个表格。模拟式大气数据计算机（AADC）通过机电设备实现误差补偿，而DADC利用软件的查表方法对静压源误差进行补偿。通过SSEC方法进行校正可以消除静压源扰动，校正后的飞行数据会通过ADIRS或DADC进行进一步处理，最后得到精确的大气数据信息。

5 结论

（1）通过对比三种机型的管路布局，发现装有大气数据模块的G450和G550机型更能提高飞机的渗漏精度，实时反映民用飞机的大气数据信息；装有ADM的机型用ARNIC429取代了传统管路，一方面节省了机上安装空间，另一方面，压力管路引起的渗漏等问题也得到了改善。

（2）通过三种机型对高度变化的数据对比，发现ADIRS中大气数据模块（ADM）有利于提高飞机信息数据传输的准确性，为民用飞机提高ADS的数据精度指明了方向，从而降低飞机的故障率，使飞行更加安全、快捷。

本文从民用飞机的实际应用出发，从机型的实测数据和压力管路布局两个方面展开，为ADM的研究和发展提供了思考。ADM是现代民用飞机发展到高精度集成化大气数据的重要模块，是随着航空电子设备向综合化、标准化、数字化和多功能方向发展的主要趋势。未来将会在商用干线客机、国产支线客机、商用公务机乃至通航飞机上得到广泛的推广和应用。