AV全程-第十五章ADC

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1、第十五章 大气数据计算机,2003 年 3月,151 大气状态,大气数据系统是测量大气状态参数，经计算输出飞行状态参数的设备。 大气状态参数： P、T、； 飞行状态参数： H、V、M、Ts 测量大气状态参数，必须建立一个基准，及其变化规律，即标准大气，ICAO法定标准大气基础上修正多变的不标准因素。,ICAO标准大气基本条款是：,空气是干燥的，符合理想气态方程 P=Rt; 标准（平均） 海平面为零高度，气压Po=1013mb，气温To=15（或288K）； 11KM以下为对流层， 温度递减率=0.125公斤秒/米4； H-P，H-关系符合标准大气数据表 由大气数据表可知，气压P随高度H的增高呈

2、指数函数关系递减。大气密度随高度H的增高成指数函数关系递减。11KM以下气温线性递减，11KM-25KM气温基本不变。,(重点掌握） 大气紊流（湍流）是指空气的紊乱流动现象，形成的主要原因是：,近地风与地表摩擦，造成风速在垂直方向急剧变化； 大气峰区附近，温度及风速在垂直方向急剧变化； 大气界面的波动，失去稳定性； 地表受热不均，引起空气不规则活动。 空气紊流的微下冲气流称为风切变，飞机在起飞/着陆过程中产生超过爬升/下降速度的下冲气流，对飞行安全危害最大,15-2 气压高度及高度表,高度分类及定义： 绝对高度 相对高度 标准气压高度 真实高度 机场标准气压高度 机场标高,名词解释,绝对高度：

3、飞机到海平面的高度。 相对高度：飞机相对于机场的高度。 真实高度：飞机相对于建筑物或地面的高度。 （无线电高度） 标准气压高度：飞机相对于标准气压平面的高度 （760毫米汞柱） 机场标准气压高度：机场相对于标准大气压的高度。 机场标高：机场到当地海平面的几何（尺量）高度。,什么是飞行高度？（讨论）,飞行高度是飞行性能中的一个重要参数，他表示飞机到某一平面的铅锤距离。,气压高度表的基本工作原理,基本原理： 气压与高度成单值函数关系，所以测量气压反映高度 利用弹性真空膜盒感受气压，膜盒位移反映气压大小，经传送部分指示高度 以760mmHG/1013mb为测高基准，指针指零高度。,下图反映HPXR之

4、间的图解关系。意义？ （了解）,气压高度表的误差分析,（一）原理误差（了解原理）P391-392 气压原理误差 气温原理误差 （二）构造误差（工艺误差）选择材料，提高工艺水平减小误差。 弹性迟滞误差 弹性后效（动态误差）输入变化过程中产生的误差。 摩擦误差 弹性温度误差 。由于温度的升高，使材料变软，而产生的误差。,减小原理误差-改进设计方案，考虑并计算所有相关的参变量。 但机械仪表无法克服气温原理误差。减小机械式气压高度表的构造误差，必须做到改进/提高加工工艺水平，正确选材，减小活动部件的摩擦 。,气压高度表的使用方法？,机电式高度传感器-力（力矩）平衡式高度传感器。如下图所示。,气压高度表

5、的使用方法（续）,了解工作过程，记住最终结果。 设力（力矩）平衡时，四臂（电容）电桥平衡，杠杆水平，无信号输出 电机不转。 H上升，P下降时，杠杆失衡，将P的变化变成弹簧力，电桥失衡 信号输出放大电机转角输出，同时经函数凸轮传送，从动轴输出，=f()。 转角与反馈螺钉上下位移成正比，即转角变成直线位移，在一定弹性范围内，弹性力与位移成正比，在弹性力的作用下，使杠杆回复水平，电桥平衡，系统平衡，稳定在一定值。系统平衡时，杠杆水平。 弹性力与膜盒压力P相平衡，当左右力臂相等时，M（P）=M（F） F=K，即P=K=F，即反映气压P的大小；而=KH，所以，=f()与H=1/K*F1/K（P）相对应。

6、这样用=f()模拟了H=F（P）。 力矩平衡式高度传感器的特点？提高了输出功率和输出精度。 在压力的作用下，膜盒保持没有位移。实质上是在弹簧里的作用下，始终保持膜盒与气压的平衡。,升降速度表：,基本工作原理 右图所示：P393 测量元件：毛细管功用及开口膜盒功用；测量参数：气压变化率 地面对升降速度表做气密检查时，设抽真空检查，当气压不变时，指示（针）上指/下指,升降速度表,测量元件的功用： 1. 毛细管： 将压力变化率变成压差。调节误差。 2. 开口膜盒：将压差转化成指针的转角。,153 空速及其指示仪表 P394,定义： 地速-功用：飞机相对于地面的速度。 空速的矢量 + 风速的矢量 =

7、地速 空速-功用：飞机相对于空气的速度。 反映了空气作用在飞机上空气动力的情况。 风速-空气相对于地面的速度。 空速矢量与风速矢量之和等于地速。 空速包括：IAS、CAS、EAS(当量空速）、TAS IAS:是动压q的单值函数，测量动压便能反映IAS的大小。 由动能反映的空速就是IAS,不能反映飞机速度的大小，只能反映空气速度的大小。 IAS:修正了气源误差（SSE：静压原误差）及非线性误差后为CAS（校准空速）。CAS实质上更精确的IAS. CAS:修正了空气的可压缩性系数（）为EAS（当量空速）。 EAS无驾驶舱显示，只用于发动机的功率计算。 EAS:修正了空气密度随高度的变化为TAS（真

8、空速）。 动压q、全压p、静压p的定义及分析。,空速参数,Ps ：静压-飞机周围静止的空气。 Qc ：动压（q）-空气相对于飞机运动所具有的动能转化而来的压力。 Pt ：全压-空气在皮托管里受阻的压力，包括静压和动压。 TAT：大气总温-动温和静温之和。 ALT：高度 M ：马赫数-真空速与音速之比。 SAT：静温-飞机周围静止的空气的温度。 IAS: 指示空速-根据静压计算的空速，未经任何补偿，也称表速。 CAS：计算空速-补偿了静压源后的指示空速。 TAS：真空速-补偿了由于空气密度和压缩性变化所引起的误差后的计算空速。,图15-6说明：,考虑（计算）空气的压缩性与不考虑（不计算）空气的压

9、缩性，在空速V相同的条件下，其对应的动压q不相同。计算进空气压缩性系数后，获得的动压q增大。=f(M) q=1/2V(1+) 机械仪表q=1/2V,q是V的单值函数，V反映q的大小。 测量V（IAS）的意义是：V反映q大小，反映了作用在飞机上空气动力的大小，飞行员观察V的大小，以便操纵飞机保持一定的升力，防止低速失速。,因为Y=C*S*q Y-飞机升力；S-翼展面积；Q=动压=1/2V；C-升力系数； 在临界迎角范围内随着迎角的增大，C增大。当V减少时，为保持升力Y不变，操纵飞机增大迎角可达到目的，防止低速失速。 真空速：q=1/2V(1+)20 当机械仪表不考虑时，q=1/2V 根据气态方程

10、 P=Ert；=P/RT；q=1/2*P/RT*V 所以，V=f(q,P,T)。 由Vi与V函数关系及式子可以看出，保持指示空速（IAS）不变，即动压q不变的条件下，高度升高时，空气密度减小，故真空速（TAS）随高度的升高，逐渐多指。,分析：,收集到的静压与实际周围环境静压不相等，产生的压力误差，叫静压源误差（SSE），是气源误差的一种，但SSE的大小与全静压管构形、安装位置、安装角度、飞机机型及高度、马赫数有关。当机型一定时，SSE是飞行状态的函数，故所有机型都客观存在SSE，无一例外，只是各机型的SSE规律不同而已。,马赫数（M）,定义： 马赫数是真空速和飞机所在高度上的音速的比值，是动压

11、和静压之比的函数。 M=Vt/ah M=f(qc/PH) 功用： 为了防止激波失速。当M=1时，这时就会产生前缘激波。 因为Vt=(2qcTHR/PH)1/2 aH=(KgRTH ) 1/2 K=1.4 g：重力加速度 R：空气的气压常数 aH=f(TH) M=K1（Pt- PH）/ PH 1/2 KM=f(Pt, PH) Vt=M aH aH=f(TH) 又Tt=TH(1+0.2M2) TH =Tt/(1+0.2M2) :测量Tt传感器修正系数 所以说 Vt=f(M,Tt),马赫数结论,1. 马赫数M无气温原理误差，而是由静压和动压来决定的与气温无关。 2. 静温的获得是通过总温（TAT)和

12、马赫数而得来的。 3. 民用运输机目前没有马赫数M大于1的，是由于马赫数M用于计算Vt(TAS)和总温.静温，并且是为了防止局部激波（机翼.尾翼）影响操纵性能，所以在A/P控制时，飞机在高速飞行是以马赫数M方式来保持飞行速度，而在低速飞行时则以空速来控制速度。 4. 通过马赫数可以来计算静压。 5. 真空速Vt是由马赫数M与全温Tt的函数关系表达的。 6. 指针的指示马赫数M 是由动压和静压的函数关系式所表达的关系。,讨论题：,M表、Vt表区别是什么？P397 M表是否反映Vt的大小？ 答：马赫数由动压和静压有关，所以不能反映Vt的大小。 Vt不变，H增高时，M如何变化？ 答： M表的功用是什

13、么？ 答：是为了防止激波失速。,飞机有参数MMO最大允许的马赫数 各机型的MMO不相同，当机型确定后，MMO便被确定 VMO允许飞行的最大空速 各机型的VMO不相同，当机型确定后，由于高度不同，空气密度不同，温度不同。所以，当空速不变的条件下，高度变化，空气密度，温度的变化，能造成飞机的空气动力和马赫数都有变化，故VMO除与机型有关外，还与飞行高度有关，如：在低空时，VMO=300KT，高空时VMO=250KT。,13.4全/静压系统,全/静压系统功用收集并传送全压和静压。 全/静压系统组成部分：,全/静压探头收集全静压。收集准确取决于安装位置、角度、探头结构; 加温电阻丝防止空气中的水分，在

14、高空全/静压口处结冰、堵塞； 管路铝管和软管。设备越多，管路越长，传递全静压延迟的时间越长，仪表指示的延迟误差越大。 维护过程中，要保持全/静压管（全/静压探头）表面光洁正常，无变形；飞行后全/静压管加护罩，以防进尘或飞虫进入；雨区飞行后注意沉淀槽放水；地面通电时，加温开关只能短时间接通，否则会烧坏探头。,全/静压系统组成部分（续）：,全/静压管（探头）：收集全压和静压的准确程度，由全/静压管系数来说明，全/静压管系数是全/静压管（探头）收集到的动压qc1与准确动压qc2之比，亚音速飞机上系数一般为0.98-1.02。全/静压管系数值与全/静压管构形有关。 全/静压系统中，沉淀槽（排水接头）：

15、用来沉积管路中的水分，特别在雨中飞行后，必须及时排放。排水接头（沉淀槽）应安装在系统管路的最短处。,全/静压加温组件,当加温开关接通后，如果加温电阻断开或电流太小，则相应的警告灯亮。,15.5 ADCS,DADC与分立式仪表相比，优点有： 延迟误差小： 计算速度快;能完善补偿各种误差；监控能力强；能诊断故障源，便于维修重量轻，经济等。,DADC基本组成,全/静压传感器； I/O接口； 微处理器和存储器； 监控逻辑电路。,DADC主要输入有：,全压、静压； 总温； 攻角； 校正气压（BARO）； 逻辑销钉的逻辑。 逻辑销钉的数字计算设备中都有，因为设备装在不同的飞机上，选用的飞机性能参数不同，故

16、编排与机型相对应的销钉逻辑，以选择改机型的性能数据，如DADC中选择的与机型对应的SSEC规律，MMO/VMO规律等。DADC外部传感器有总温传感器，攻角传感器等。,总温传感器,拉瓦管形空气通道，喉道部分接近激波状态（V1）。气流的层流热传递，感温电阻上感受空气的全受阻温度Tt。防止高空空气中水分结冰，有加温电阻丝，但空中加温时，不会影响总温Tt的测量。,攻角传感器分：风标式和锥式两种,因为起源误差是攻角的函数，测量攻角DADC误差校正；SWC AFCS等。 DADC对传感器的输入数据，特别是压力传感器的输入数据必须进行非线性校正，即线性化处理，如后图所式 ，使代表压力的数字量Y与实际测量的压力成正比，便于大气数据的计算；便于误差修正；DADC中同型号的压力传感器可以互换，便于维修,便于制造。,大家讨论，DADC中PS传感器和Pt传感器为什么能互换？,