大氣數(shù)據(jù)全冊配套完整課件2

大氣數(shù)據(jù)全冊配套完整課件2*大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（概論）*第3/共25*第4/共25*第5/共25*第6/共25*第7/共25“大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”課程介紹“大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”是電子信息工程專業(yè)本科生的專業(yè)課程之一，主要介紹大氣數(shù)據(jù)基本理論、典型大氣數(shù)據(jù)儀表、大氣數(shù)據(jù)計算機及其輸出顯示部分。重點是理解氣壓高度公式的推導、能利用柏努里方程建立指示空速、計算空速、真空速、馬赫數(shù)公式。掌握氣壓高度表、指示空速表、馬赫數(shù)表、升降速度表等基本工作原理，基本掌握大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)的組成、硬/軟件的分析、各種形式的監(jiān)控原理、顯示原理及大氣數(shù)據(jù)計算機與其他系統(tǒng)的聯(lián)系。*第8/共25“大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”課程介紹計劃學時：12課內學期考試性質：閉卷筆試成績評定筆試成績85分（閉卷）平時成績占15分（依據(jù)平時作業(yè)和出勤情況評定）大氣數(shù)據(jù)占課程總成績20%選用教材：趙淑榮，羅云林：《大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)》，兵器工業(yè)出版社授課老師：劉瑞華第9/共25“大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)”課程介紹主要教學內容：概論飛行高度及高度變化率的測量飛行速度全靜壓系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機的基本計算方法大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)輸出及顯示儀表*第10/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：發(fā)展概況50年代前，分立式儀表50年代后，機載設備相繼增多模擬式中央大氣數(shù)據(jù)計算機各種模擬器件,伺服系統(tǒng)70年代,混合式大氣數(shù)據(jù)計算機80年代,數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機（DADC）出現(xiàn)，為飛機提供更多的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)*第11/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：地球大氣層地球外圍由大氣層所包圍。按照物理性質，大氣可分為五層：對流層（變溫層）平流層（同溫層）中間層電離層（熱層）散逸層*第12/共25地球大氣層對流層距地球中緯度11km，赤道17km，兩極8km，包含了大氣質量的3/4平流層對流層頂部到離地約30km，溫度幾乎不變，包含了大氣質量的約1/4中間層30km到80~100km為止，大量的臭氧，大氣質量的1/3000電離層中間層到離地500km，空氣稀薄，聽不到聲音散逸層離地500~1600km之間，也稱為外層大氣*第13/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：大氣紊流大氣紊流（湍流）：空氣紊亂流動的現(xiàn)象，旋渦和不規(guī)則的波動，使得大氣中的風向、風速呈隨機變化。其特征是間斷性和片塊狀，會使飛機產(chǎn)生顛簸。風切變：空間任意兩點之間風矢量的變化。微下沖氣流：較強的下降氣流。飛機在起飛、著陸過程中遇到超過自己爬升或下降速率的下降氣流，對飛行的危害最大。*第14/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：大氣參數(shù)靜壓(ps)：飛機周圍自由空氣的壓力動壓(pd)：氣流的定向運動具有動能，當氣流到達駐點時，動能變?yōu)閴毫δ芎蜔崮?。單位面積上升高的壓力稱為動壓

pd=1/2ρHυ2

ρH為標準大氣H高度上的空氣密度，v為空速。

沖壓(pc)：定義與動壓相同。區(qū)別是：動壓是不可壓縮的流體的理想定義，而沖壓是考慮了空氣的可壓縮性。Ma數(shù)小于0.3時，沖壓與動壓似相等。*第15/共25與大氣數(shù)據(jù)有關的參數(shù)全壓(pt)：動壓和靜壓之和，即氣流到達駐點時，單位面積上的總壓力總溫(Tt)：氣流到達駐點時獲得的氣溫叫總溫靜溫(Ts)：飛機周圍自由空氣所具有的溫度攻角(AOA)：飛機的質量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機豎軸和縱軸所在平面內測量的角度）側滑角(SSA)：飛機的質量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機橫軸和縱軸所在平面內測量的角度）*第16/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：國際標準大氣1972年，由航空航天器技術委員會起草，國際民航組織、國際氣象組織討論，世界各主要國家同意，國際標準化組織編寫《國際標準ISO-2533—標準大氣》。標準規(guī)定了2000—8000米高度范圍內大氣參數(shù)與高度的關系。*第17/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：國際標準大氣國際標準大氣的規(guī)定空氣為干燥清潔的理想氣體，并遵循理想氣體方程所確立的關系式中，p：氣體壓強，ρ：空氣密度，R：空氣氣體常數(shù)，T：氣體溫度*第18/共25國際標準大氣國際標準大氣以平均海平面作為零高度氣壓為1個標準大氣壓，氣溫15o，密度為0.125kg.s2/m4為便于探討大氣中的壓力分布，國際標準大氣引用了重力勢高度的概念。重力勢表示地球大氣層內某一給定點上空氣微粒的勢能。重力勢高度以平均海平面作為重力勢高度和幾何高度的共同基準。重力勢高度又稱為標準氣壓高度。*第19/共25國際標準大氣當空氣微粒沿地球法線移動，單位質量所做的功為：dΦ=ghdz=ghdh重力勢高度：H=Φ/gn重力加速度隨地理緯度的變化：重力勢高度與幾何高度的關系為：H=rh/(r+h)*第20/共25國際標準大氣國際標準大氣規(guī)定的高度分層、大氣溫度及氣溫垂直梯度的關系式中，Hb和Tb分別為相應層的重力勢和大氣溫度的下界面值，β為氣溫的垂直變化率(β=dT/dH)*第21/共25國際標準大氣國際標準大氣條件，氣壓與溫度的關系取截面積為dF、高度為dh的微氣柱，其上下壓差為dp分析：dpdFρgdhdFdh*第22/共25國際標準大氣從而得到國際標準大氣條件下，氣壓與高度的關系為*第23/共25大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：大氣參數(shù)的測量單位壓力單位帕斯卡[Pa]：每平方米的面積上作用有1牛頓的力1[Pa]=1[N/m2]標準大氣[atm]：標準海平面的氣壓1[atm]=101325[Pa]工程大氣壓[at]：1[at]=1[Kgf/cm2]=9.80665×104[Pa]*第24/共25大氣參數(shù)的測量單位巴[bar]：1[bar]=106[dyn/cm2]=105[Pa]毫米液柱：以液柱高度來表示壓力的大小

1[mmHg]=1[Torr]=1/760[atm]=133.322[Pa] 1[mmH2O]=9.80665[Pa]磅/英寸2[PSi]：1[PSi]=1[bf/in2]=6.89476×103[Pa]*第25/共25大氣參數(shù)的測量單位溫標作為溫標的條件：可重復出現(xiàn)的固定點溫度，標準溫度計，相鄰溫度點的內插公式。三相點：可使一種物質三相（氣相，液相，固相）共存的一個溫度和壓力的數(shù)值。如水的三相點在0.01℃（273.16K）及611.73Pa出現(xiàn)。攝氏溫標（t）、華氏溫標（F）、熱力學溫標（T）、國際實用溫標*第26/共25作業(yè)1.國際標準大氣的內容是什么？2.國際標準大氣條件下，氣壓與高度的關系是什么？3.大氣溫度及氣溫垂直梯度的關系。4.常見的大氣壓力單位。5.攝氏溫度與其他溫度的換算公式。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)孫淑光電子工程系2023/1/112023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導28大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)概論飛行高度及高度變化率的測量飛行速度全靜壓系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)計算機的基本計算方法大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)輸出及顯示儀表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導29大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)發(fā)展歷史50年代前，分立式儀表50年代后，機載設備相繼增多模擬式中央大氣數(shù)據(jù)計算機各種模擬器件,伺服系統(tǒng)70年代,混合式大氣數(shù)據(jù)計算機80年代,數(shù)字式的大氣數(shù)據(jù)計算機的出現(xiàn)，為飛機提供更多的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導30地球大氣層對流層（變溫層）、平流層（同溫層）、中間層、電離層（熱層）、散逸層對流層：距地球中緯度11km，赤道17km，兩極8km包含了大氣質量的3/4平流層：對流層頂部到離地約30km，溫度幾乎不變，包含了大氣質量的約1/4中間層30km到80~100km為止，大量的臭氧電離層：中間層到離地500km，空氣稀薄，聽不到聲音散逸層：離地500~1600km之間，也稱為外層大氣2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導31大氣紊流大氣紊流（湍流）：空氣紊亂流動的現(xiàn)象，旋渦和不規(guī)則的波動，使得大氣中的風向、風速呈隨機變化。風切變：空間任意兩點之間風矢量的變化微下沖氣流：較強的下降氣流，飛機在起飛、著陸過程中遇到超過自己爬升或下降速率的下降氣流，對飛行的危害最大。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導32大氣數(shù)據(jù)有關的參數(shù)與大氣數(shù)據(jù)有關的參數(shù)靜壓：飛機周圍自由空氣的壓力動壓：氣流的定向運動具有動能，當氣流到達駐點時，動能變?yōu)閴毫δ芎蜔崮堋挝幻娣e上升高的壓力稱為動壓

pd=1/2ρυ2ρ為標準大氣H高度上的空氣密度

沖壓：定義與動壓相同。區(qū)別是：動壓是不可壓縮的流體的理想定義，而沖壓是考慮了空氣的可壓縮性2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導33與大氣數(shù)據(jù)有關的參數(shù)全壓：動壓和靜壓之和，即氣流到達駐點時，單位面積上的總壓力總溫：氣流到達駐點時獲得的氣溫叫總溫靜溫：飛機周圍自由空氣所具有的溫度攻角：飛機的質量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機豎軸和縱軸所在平面內測量的角度）側滑角：飛機的質量中心運動軌跡與飛機縱軸之間的夾角（飛機橫軸和縱軸所在平面內測量的角度）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導34標準大氣（一）國際標準大氣的規(guī)定空氣為干燥清潔的理想氣體，并遵循理想氣體方程所確立的關系國際標準大氣以平均海平面作為零高度氣壓為1個標準大氣壓，氣溫15o，密度為0.125kg.s2/m4為便于探討大氣中的壓力分布，國際標準大氣引用了重力勢高度的概念。重力勢表示地球大氣層內某一給定點上空氣微粒的勢能。重力勢高度以平均海平面作為重力勢高度和幾何高度的共同基準。重力勢高度又稱為標準氣壓高度。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導35標準大氣（二）當空氣微粒沿地球法線移動，單位質量所做的功為：dΦ=ghdz=ghdh重力勢高度：H=Φ/gn重力加速度隨地理緯度的變化：重力勢高度與幾何高度的關系H=rh/(r+h)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導36標準大氣（三）國際標準大氣規(guī)定的高度分層、大氣溫度及氣溫垂直梯度的關系dpdFρgdhdFdh2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導37標準大氣（三）國際標準大氣條件下，氣壓與高度的關系為2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導38大氣參數(shù)的測量單位壓力單位帕斯卡[Pa]：每平方米的面積上作用有1牛頓的力,1[Pa]=1[N/m2]標準大氣[atm]：1[atm]=101325[Pa]工程大氣壓[at]：1[at]=1[Kgf/cm2]=9.80665×104[Pa]巴[bar]：1[bar]=106[dyn/cm2]=105[Pa]毫米液柱：以液柱高度來表示壓力的大小

1[mmHg]=1[Torr]=1/760[atm]=133.322[Pa] 1[mmH2O]=9.80665[Pa]磅/英寸2[PSi]：1[PSi]=1[bf/in2]=6.89476×103[Pa]溫標攝氏溫標（t）、華氏溫標（F）、熱力學溫標（T）、國際實用溫標2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導39測試系統(tǒng)的靜態(tài)動態(tài)特性及誤差輸入/輸出特性曲線（難以用精確的解析式表示）串聯(lián)測試系統(tǒng)用圖解法求測試系統(tǒng)的輸入輸出關系。XXY1Y1Y1Y2Y2Y2YY2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導40用圖解法求測量環(huán)節(jié)的特性曲線y1=f1(x)y2=f2(y1)y=f3(y2)xy1y2yy1=f1(x)y2=f2(y1)xy1yy串聯(lián)測試系統(tǒng)靜態(tài)特性曲線兩個測試系統(tǒng)靜態(tài)特性曲線2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導41測量系統(tǒng)特性描述參數(shù)（一）系統(tǒng)的靜態(tài)誤差絕對誤差被測參數(shù)的給出值與相應的真值之差。相對誤差標稱相對誤差實際相對誤差額定相對誤差最大額定相對誤差基本誤差、附加誤差和工作誤差基本誤差與標準設備進行對比和校準的差值附加誤差使用條件偏離標準條件工作誤差工作環(huán)境因素變化情況下的誤差極限值2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導42系統(tǒng)的靜態(tài)誤差（二）系統(tǒng)誤差、隨機誤差和過失誤差原理誤差構造誤差系統(tǒng)誤差(誤差恒定不變或按一定規(guī)律變化）環(huán)境誤差人員誤差隨機誤差多次測量所得各次的誤差過失誤差測量者讀數(shù)、記錄、計算所造成的誤差精密度、準確度和精度誤差的反義詞測量范圍、量程測量上限、下限靈敏度輸出量微小變化與輸入量微小變化之比2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導43測量系統(tǒng)特性描述參數(shù)（三）分辨率輸出量的每個階梯所代表的輸入量的大小遲滯同一工作條件下，同一參數(shù)的測量值正反行程不同重復性同一方向多次改變參數(shù)時，對同一被測參數(shù)所得的輸出值之間的接近和重復程度。系統(tǒng)的動態(tài)誤差 在動態(tài)測量時輸入?yún)?shù)與輸出參數(shù)之間隨時間而變化的函數(shù)關系。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導44飛行高度及高度變化率的測量2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導45高度定義定義 飛機的重心在空中距離某一測高基準面的垂直距離。絕對高度：基準面為實際海平面相對高度：基準面為某一參考平面真實高度：基準面為飛機正下方的地面目標之最高點在內的并與地平面平行的平面標準氣壓高度：基準面為標準海平面 標準氣壓高度是國際上通用的高度，主要防止同一空域或同一航線上的飛機在同一氣壓面上飛行，發(fā)生兩機相撞的可能。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導46高度測量方法利用大氣的物理特性測高通過測量大氣壓力（靜壓）間接測高通過測量大氣密度來測量飛行高度利用無線電波的反射特性測量飛行高度（測真實高度）通過測量飛機的垂直加速度，再二次積分得飛行高度2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導47氣壓式高度表利用測量絕對壓力的彈性敏感元件來測量大氣靜壓，根據(jù)高度與大氣靜壓的關系，利用轉換機構輸出標準氣壓高度（相對于標準海平面的重力勢高度） 真空膜盒、膜盒串、波紋管氣壓式高度表的誤差推導標準氣壓高度公式時，對標準大氣作了一些假設，而實際大氣并不完全符合這些假設推導標準氣壓高度公式時，假設了標準大氣和標準海平面，但實際海平面大氣參數(shù)與標準海平面大氣參數(shù)不同構造誤差壓力敏感元件的溫度誤差摩擦誤差2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導48氣壓式高度表的誤差原理誤差（氣壓方法誤差、氣溫方法誤差、溫度梯度誤差）：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導49氣壓方法誤差由于實際海平面大氣壓力與標準大氣壓力不同相對誤差為：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導50氣溫方法誤差實際海平面溫度與標準海平面溫度不同相對誤差為：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導51溫度梯度誤差實際溫度梯度與標準溫度梯度不同相對誤差為：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導52構造誤差溫度誤差用靜壓表示溫度誤差：用高度表示該誤差：摩擦誤差2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導53氣壓高度的測量系統(tǒng)高度與大氣壓力關系為非線性為使氣壓高度系統(tǒng)能用來測量飛機所在處相對于某一參考基準面的相對高度，系統(tǒng)中必須設有氣壓修正機構，并保證修正量與測高系統(tǒng)輸出量之間成線性關系選用彈性模數(shù)溫度系數(shù)小的恒彈性合金或熔凝石英2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導54機械式氣壓高度表

2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導55氣壓式高度表的使用標準氣壓高度的測量絕對高度的測量相對高度的測量2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導56高度傳感器

用凸輪完成高度解算，凸輪型面決定的從動軸轉角Ф與主動軸轉角θ間的函數(shù)關系Ф=f(θ),保證該傳感器輸出角θ與高度（H）間是線性關系，θ=KθH。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導57高度偏差信號測量原理測量高度偏差的方案（a）（b）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導58高度變化率的測量飛機平飛，表殼內外氣壓相等，膜盒不膨脹不收縮，指針指零飛機上升，膜盒內氣壓大于膜盒外氣壓，膜盒收縮，指針上指飛機下降，膜盒內氣壓小于膜盒外氣壓，膜盒膨脹，指針下指2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導59壓力差與升降速度的關系(1)研究毛細管兩端壓力差與升降速度的關系空氣在管內流動,流速不同.設內摩檫力(F),接觸面積(A),動力黏度(η),速度梯度(dv/dr)成正比取半徑為r,長度為L的空氣柱,當空氣等速流動時,內摩檫力等于壓力差2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導60壓力差與升降速度的關系(2)積分后,考慮管壁處氣流速度為0,半徑為R,

可得速度值,可見流速與半徑成拋物線分布.空氣流量為考慮空氣平均速度2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導61壓力差與升降速度的關系(3)假定p內pH分別為內外壓力,r內rH分別為內外密度,T內TH分別為內外溫度,飛機等速上升,dt時間內流出的空氣體積與重量的關系為由于膜盒容積不變,空氣重量減少是由于密度減少造成的.流出的空氣重量與膜盒內減少的重量二者相等,且2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導62壓力差與升降速度的關系(4)由此得出由于2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導63壓力差與升降速度的關系(5)由于代入得積分并考慮pH=pH0

Δp=02023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導64壓力差與升降速度的關系(6)得由于2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導65壓力差與升降速度的關系(7)考慮壓力差是升降速度和時間的函數(shù),指數(shù)的第二項隨時間增長而很快減少,可忽略不計.飛機等速下降時,數(shù)值相同,符號相反.2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導66升降速度表的誤差溫度誤差(溫度升高,空氣動力黏度升高,與毛細管的平均溫度近似成正比)延遲誤差2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導67飛行速度定義 當飛機在所選坐標系內運動時，沿其重心運動軌跡切線方向的速度稱為飛行速度。速度的種類飛機相對于地球運動的速度升降速度：飛機重心沿地垂線方向運動的速度分量地速：飛機重心沿地平面運動的速度分量飛機相對空氣運動的速度側滑速度：飛機在垂直截面內橫軸相對于氣流的運動速度空速：飛機在縱軸對稱面內相對于氣流的運動速度W(地速）=Vt（真空速）+V（風速）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導68地速的測量地速：飛機相對于地面的速度風速：空氣相對于地面的運動速度空速：飛機相對于氣流的速度地速的測量：線加速度積分法和多卜勒效應法2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導69空速的測量飛機相對于氣流的速度即為氣流相對于飛機的速度不考慮空氣的壓縮性（密度、溫度不變）時，

考慮空氣的壓縮性（密度、溫度不變）時，上式不正確?？諝饬魉俚扔诨虼笥谝羲贂r會產(chǎn)生激波，狀態(tài)參數(shù)發(fā)生很大變化。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導70空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（一）空氣流速小于音速時 假設空氣在絕熱的流管中流動，并假設空氣在流動時，在空間任何一點所具有的狀態(tài)參數(shù)不隨時間而改變。在流管上取垂直流管中心線的切面，其能量為動能勢能壓力能重力能內能2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導71空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（二）內能：1kg空氣的熱量為：流過的空氣的熱量為：由于（其中：A—熱功當量；cp—定壓熱容；cv—定容熱容）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導72空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（三）通過切面的能量為：在時間間隔Δt內流出切面的空氣帶走的能量為根據(jù)能量守恒：E1=E2

，可得：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導73空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（四）

若切面1處空氣未受擾動，其壓力和密度即為該處靜壓和空氣密度，它與物體相對速度為V，設法使空氣流在切面2處全阻滯，所有動能全部轉化為壓力能和內能。（壓力為全壓）使用全靜壓管收集全靜壓，使切面1處氣流不被擾動，2處氣流流速為零。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導74空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（五）

絕熱過程中，壓力與密度的關系為：由此可得：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導75空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（六）

可壓縮空氣流的沖壓為： 空速的表達式為：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導76空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（七）

考慮音速的表達形式：

沖壓可表示并化解為：

K為空氣的絕熱指數(shù)

K=1.42023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導77空氣流速小于音速時空速測量的理論基礎（八）

若切面1處空氣未受擾動，其壓力和密度即為該處靜壓和空氣密度，它與物體之間的相對速度為V2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導78空速與動壓的關系qc((×9.8Pa)當飛機在同一高度、同一速度飛行時，考慮空氣壓縮性比不考慮空氣壓縮性所得的動壓大。馬赫數(shù)為0.6~0.7時，不考慮空氣的壓縮性，計算空速時，會造成9~13%的誤差。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導79空氣流速大于音速時的空速

當空氣與飛機間的相對運動速度大于音速時將產(chǎn)生激波，空氣在激波前后狀態(tài)參數(shù)差別很大，伯努力方程已經(jīng)不適用，涉及高速空氣動力學知識，推導復雜。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導80真空速、指示空速、馬赫數(shù)真空速 空氣與物體之間相對運動的真實流速，即飛機相對空氣運動的真實速度。指示空速 將飛機所具有的空速歸化為標準海平面上飛機相對于空氣的運動速度，即不考慮飛機所在處大氣參數(shù)隨高度而變化的空速。指示空速只與動壓有關。馬赫數(shù) 真空速與當?shù)匾羲俚谋戎怠?023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導81真空速的測量原理（一）

真空速一般通過測量相應切面處空氣所具有的壓力、密度來測量。Ma<1，且不考慮空氣壓縮性時：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導82真空速的測量原理（二）Ma<1，且考慮空氣壓縮性時：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導83真空速的測量原理（三）當Ma>1時，2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導84機械式真空速表原理（一）機械式空速表通常不測量大氣靜溫、密度，而是將它們轉換為大氣靜壓的測量。在標準大氣的情況下，飛機所在處大氣參數(shù)和標準海平面大氣參數(shù)的關系為：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導85機械式真空速表原理（二）考慮空氣壓縮性，將靜溫、密度代入空速解算式：

2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導86機械式真空速表原理（三）不考慮空氣壓縮性，將靜溫、密度代入空速解算式：2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導87空速表結構

撥桿式組合型空速表結構

2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導88空速表用開口膜盒測動壓，真空膜盒測靜壓，且都有非線性輸入/輸出靜特性。運算通過撥桿、扇形齒輪實現(xiàn)。利用粗、細兩個指針指示真空速和指示空速2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導89指示空速如果將真空速中的大氣靜壓、密度（或靜溫）看作常數(shù)，并分別等于國際標準大氣中標準海平面上的大氣靜壓、密度（或靜溫），則所得空速為指示空速。指示空速只在標準海平面上與真空速相等。指示空速只與動壓有關，也稱為儀表空速。隨高度增加，大氣密度相對變化量急劇增加，真空速和指示空速差值急劇增加。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導90指示空速的計算指示空速只與動壓有關，指示空速表只需開口膜盒。（見p45頁圖）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導91指示空速與真空速的關系真空速與動壓的關系：指示空速與動壓的關系：指示空速與真空速的關系：指示空速反映飛機上的空氣動力的大小，是操縱飛機，保證飛行安全的重要參數(shù)。飛機升力為Y=CYSqC2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導92馬赫數(shù)對亞音速飛機，在飛機速度小于臨界馬赫數(shù)時，飛機具有速度穩(wěn)定性達到臨界馬赫數(shù)時，飛機焦點后移，出現(xiàn)速度不穩(wěn)定，反操縱現(xiàn)象飛機接近音速時，某些局部可能產(chǎn)生局部激波，阻力急劇增加，將會導致飛機的穩(wěn)定性和操縱性變壞，甚至產(chǎn)生激波失速。為防止激波失速，必須測量馬赫數(shù)。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導93馬赫數(shù)與沖壓、靜壓的關系2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導94溫度與馬赫數(shù)的關系馬赫數(shù)僅與動壓（或全壓）和靜壓有關，而與大氣靜溫（或大氣密度）無關。大氣總溫與靜溫之間的關系離不開馬赫數(shù)可根據(jù)總溫和馬赫數(shù)間接求解大氣溫度馬赫數(shù)表由皮托管引入全壓和靜壓到開口膜盒和密封殼體中。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導95馬赫數(shù)表的結構根據(jù)真空速與動壓、靜壓、氣溫的關系和音速與氣溫的關系，可以求出馬赫數(shù)與動壓、靜壓的關系。若保持靜壓、氣溫不變，動壓增大，真空速必然相應的增大。音速不變，所以馬赫數(shù)變大；若保持動壓、氣溫不變，靜壓減小，真空速也必然增大，音速不變，馬赫數(shù)也要變大；若動壓、靜壓不變，氣溫升高，則真空速和音速按同樣的比例增大，馬赫數(shù)保持不變。由上面的分析可知：馬赫數(shù)的大小只由動壓和靜壓來決定，而與氣溫無關。馬赫數(shù)表就是用一個開口膜盒測量動壓，而用一個真空膜盒測量靜壓，經(jīng)過傳動機構使指針指示馬赫數(shù)的儀表。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導96馬赫數(shù)表與真空速表的不同馬赫數(shù)表利用一個開口膜盒感受動壓，利用真空膜盒感受靜壓，指針的指示按馬赫數(shù)與動壓、靜壓的函數(shù)關系式所表示的關系，隨動壓的增大而增大，隨靜壓的增大而減小工作的。它的結構與組合型空速表大致相同。馬赫數(shù)表與組合型空速表的主要區(qū)別有以下兩點：從理論上講，它們的真空膜盒的特性曲線是不同的，馬赫數(shù)與氣溫無關，而真空速與氣溫有關。馬赫數(shù)與靜壓的0.5次方成反比；而真空速與靜壓的0.4次方成反比。馬赫數(shù)與真空速的這一區(qū)別，決定了馬赫數(shù)表真空膜盒的特性曲線與組盒型空速表中真空速表部分的真空膜盒的特性曲線是不同的。馬赫數(shù)表沒有氣溫方法誤差，因為馬赫數(shù)只與動壓、靜壓有關，與氣溫無關，所以氣溫變化時，馬赫數(shù)表沒有氣溫修正。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導97用于計算各種大氣數(shù)據(jù)信息的原始參數(shù)

信號：

決定因素：(Ps)靜壓

大氣壓力(Pt)全壓

皮托管壓力(Qc)動壓

總壓靜壓(ALT)高度

靜壓

高度變化率

靜壓的變化率(M)馬赫數(shù)

總壓靜壓(TAT)大氣總溫

總溫(SAT)大氣靜溫

總溫馬赫數(shù)(IAS)指示空速

總壓靜壓(CAS)計算空速

總壓靜壓SSE(TAS)真空速

總溫馬赫數(shù)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導98基本補償靜壓源誤差修正(SSEC)：修正因氣流流過飛機引起的靜壓誤差。空氣壓縮補償：修正速度和高度變化引起的皮托管內空氣壓縮性函數(shù)的變化?？諝饷芏妊a償：修正溫度和高度變化時引起的空氣密度的變化。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導99空速之間的關系全壓靜壓氣壓傳感器機電傳感器靜壓源誤差校正指示空速計算空速空氣壓縮性補償空氣密度變化補償當量空速真空速機電傳感器總溫2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導100全靜壓系統(tǒng)全靜壓系統(tǒng)用來收集氣流的全壓和靜壓，并把它們輸送給需要全靜壓的儀表及有關設備。全靜壓管收集全靜壓的精確程度，與全靜壓管的結構、飛機迎角、飛行速度有關，大迎角飛行和跨音速飛行時，全靜壓管收集的全靜壓不準確。全靜壓系統(tǒng)輸送全靜壓的迅速程度與飛機的升降速度有關，飛行高度迅速改變的過程中，全靜壓系統(tǒng)輸送壓力會有延遲。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導101全、靜壓管結構與特點全靜壓管結構（p53頁）亞音速全靜壓管特點：（p53頁）頭部半球形或稍尖，靜壓孔沿管子某一橫截面均勻分布。為準確測量，靜壓孔至管前端的距離應大致等于全靜壓管直徑的三倍。超音速全靜壓管特點：（p54頁）管身細長，頭部稍尖管壁薄，平頭型靜壓孔離前端較遠上部4個孔，下部6個孔，兩側無后部的延伸管加長，且多裝在機頭前方2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導102應急全、靜壓孔當全靜壓孔故障失效時，為有儀表提供信息結構與一般全靜壓孔相同，但無靜壓孔，安裝在氣流平穩(wěn)，能正確收集全壓的地方應急靜壓孔設在機身表面沒有紊流的地方，兩個靜壓孔對稱于飛機對稱面2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導103全靜壓系統(tǒng)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導104全靜壓探頭和備用靜壓孔2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導105全、靜壓探頭全靜壓管包括全壓、靜壓和加溫部分全壓口位于全靜壓管的頭部正對氣流方向空氣流至全壓口時，完全受阻，流速為零靜壓孔位于全靜壓管周圍沒有紊流的地方加溫組件防止氣流中的水汽因氣溫降低而在管內結冰全靜壓管為流線型管子，表面光滑，以便減弱對氣流的擾動，準確收集靜壓。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導106全靜壓探頭排水裝置2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導107加溫組件2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導108舉例Boeing737-700全靜壓系統(tǒng)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導109大迎角飛行時全靜壓系統(tǒng)儀表的指示特點（一）迎角改變，相對氣流與全靜壓管中心線的夾角也改變，因而收集的全、靜壓改變。迎角越大，夾角越大，全、靜壓誤差也越大。迎角增大，全壓口收集的全壓減小。迎角越大，全壓誤差越大。由于前端形狀的不同，相同情況下，超音速時的誤差比亞音速時誤差要小。亞音速時，迎角增大，下部的靜壓孔處，因氣流受阻而減速，收集的靜壓增大。上部、側面的靜壓孔因氣流加速和產(chǎn)生渦流，收集的靜壓減小，總結果是減小。超音速時，靜壓基本不變。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導110大迎角飛行時全靜壓系統(tǒng)儀表的指示特點（二）亞音速時，迎角增大，全、靜壓都減小，動壓誤差不大；超音速時，全壓減小，靜壓基本不變，故動壓減小。亞音速，迎角增大時，高度表、真空速表和馬赫數(shù)表多指，指示空速表誤差不明顯。超音速，迎角增大時，由于靜壓誤差小，高度表誤差小。由于動壓減小，指示空速表、真空速表和馬赫數(shù)表少指，誤差明顯。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導111攻角和側滑角的測量攻角：飛機縱軸（或機翼弦線）與迎面氣流角夾角側滑角：飛機橫軸與側向氣流間的夾角攻角傳感器只能測量出傳感器所在處的“局部攻角”，與“真實攻角”之間有一“攻角位置誤差”2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導112攻角傳感器

右側為翼形，左側為錐形。翼形傳感器即旋轉風標式傳感器，它由一個經(jīng)過靜力平衡的風標(葉片)，傳動機構、信號變換器(自整角機或電位計)及固定連結部分等組成。錐形傳感器是差動式傳感器。它的探測部分主要是一個圓錐形管，在管子對稱面(中性面)上開有一條縫隙，以接收迎面來的氣流。當氣流不在縫隙(氣縫)所在的對稱面上時，傳感器便輸出一個角度信號。飛機的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都取決于攻角的大小，當攻角達到臨界攻角時，飛機會發(fā)生失速2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導113大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)-----功能及要求功能 測量靜壓、總壓、總溫以及參與修正作用的攻角和氣源誤差，經(jīng)過解算裝置或計算機的運算，輸出大量的大氣數(shù)據(jù)信息。優(yōu)勢減少大量的重復儀表和傳感器提高大氣數(shù)據(jù)的計算精度擴大測量系統(tǒng)的功能，提高系統(tǒng)可靠性對大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)的要求：能利用所測參數(shù)計算大氣數(shù)據(jù)信息，應具有不同形式的輸出信號應具有誤差修正功能、監(jiān)控功能和故障告警功能應具有飛行前后的自檢功能；故障診斷、故障隔離功能應具有快速方便地更換部件和機器的快速拆裝能力2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導114基本解算關系高度的解算（見前述公式）馬赫數(shù)的解算（見前述公式）指示空速的解算（見前述公式）真空速的解算大氣密度的解算2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導115大氣靜溫的解算2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導116大氣數(shù)據(jù)計算機組成傳感器測量 靜壓傳感器、全壓傳感器、總溫傳感器、攻角傳感器等具有可進行誤差修正和補償?shù)慕馑阊b置座艙指示、顯示裝置及信號輸出裝置2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導117數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----硬件結構2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導118數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器電容式壓力傳感器壓阻式壓力傳感器振膜式壓力傳感器總溫傳感器2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導119數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器（一）差動電容式壓力測量原理差壓為零時，輸出為零；差壓不為零，輸出電壓的幅值取決于差壓的大小，相位取決于差壓的正負。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導120電容量式壓力傳感器

將隨壓力變化的電容量變換成電壓輸出。

UOUT=XPUR/XRXP，XR為被測可變電容和標準參考電容的阻抗放大器參考電壓UR參考電容CR固定的3KHz激勵電源UR石英膜盒CP輸出電壓UOUT2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導121傳感器A/D轉換回路

傳感器測得信號在放大器輸入端與D/A轉換器輸出相減，電壓差放大，經(jīng)濾波解調變成直流電壓，用A/D轉換后送入計算機，由計算機對其積分，然后經(jīng)D/A轉換變成模擬量反饋回放大器輸入端，直至回路達到平衡。K3

解調器濾波器D/A速率符號壓力傳感器A1PS校正存儲器UOUTUD參考電壓URA/D1SN2N1N2PSN1PS’計算機2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導122數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----原始參數(shù)傳感器（二）壓阻式壓力傳感器UOUTUR2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導123振膜式壓力傳感器

在一定的壓力范圍內，在系統(tǒng)振動質量一定時，諧振頻率僅是壓力P的函數(shù)。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導124全溫探頭2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導125數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口多路轉換器直流電壓/數(shù)字轉換V-T式A/D轉換雙積分式A/D轉換逐次逼近式A/D轉換交/直流轉換原理頻率/數(shù)字轉換原理頻率測量原理周期測量原理自整角機同步信號/數(shù)字轉換電阻/數(shù)字轉換多路轉換器S/HA/D輸入信號的傳輸2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導126數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（一）邏輯多路轉換器 二進制譯碼器ABCDS0S1

2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導127數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（二）時序型多路轉換器晶體振蕩器計數(shù)分頻器計數(shù)器譯碼器時鐘脈沖分路脈沖輸出（b）傳感器傳感器傳感器傳輸門傳輸門傳輸門綜合電路

脈沖分配器X1X2X3（a）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導128數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（三）V/T式A/D轉換鋸齒波發(fā)生器信號比較器計數(shù)器標準脈沖發(fā)生器控制門零比較器開測啟動開（上升沿）關（下降沿）數(shù)字量輸出U入2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導129數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（四）雙積分式A/D轉換 邏輯控制零比較器計數(shù)門計數(shù)器時鐘譯碼顯示積分器±UXUR+URT1UcT’2tU’cU’xT2UcUx雙積分轉換波形2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導130雙積分式A/D轉換工作過程三個階段：采樣階段、比較階段、休止階段雙積分式A/D轉換器的特點：對積分元件R、C及時鐘脈沖的穩(wěn)定性及準確低要求低對于對稱的常模干擾信號，特別是工頻干擾信號有很強的抑制能力測量速度慢2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導131數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（五）逐次逼近式A/D轉換器方框圖D/A轉換器鎖存器逐次逼近寄存器比較器INBUS0-3鎖存指令250KHz啟動-10VDC轉換完成鎖存器U入INBUS4-72023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導132數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（六）交/直流轉換原理方框圖交流參考電壓90°移相和過零檢測采樣/保持交流信號電壓采樣脈沖直流電壓2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導133數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（六）頻率測量原理方框圖周期測量原理方框圖1/M分頻器計數(shù)器參考晶體振蕩器關閉脈沖啟動復位被測頻率fRfN1/M分頻器計數(shù)器參考晶體振蕩器關閉脈沖啟動復位被測頻率fRfN2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導134數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（七）

自整角機信號轉換方框圖90°移相和過零檢測器SCOTT變壓器采樣/保持采樣/保持三線400Hz交流信號cosαsinα400Hz參考電壓將三相同步信號變換成傳送角的正弦、余弦兩相交流信號，然后再變成直流信號，再通過A/D轉換成相應的數(shù)字量。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導135角度信號的反變換

利用角度的反變換，將f（）變成角，利用插值法進行函數(shù)計算。不用tg來求信號，主要是考慮到f（）函數(shù)的插值誤差較小。sinαcosαsinα+cosα除法αf（α）α

角度信號的反轉換2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導136SCOTT變壓器（一） SCOTT變壓器由兩個變壓器組成，一個M變壓器，其原邊線組帶有中間抽頭，匝數(shù)為W1，一個叫T變壓器，其原邊繞組匝數(shù)為。兩個變壓器副邊繞組匝數(shù)相同，都為W2（a）S1R1S2S3R3R4R2W1W2W2c2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導137SCOTT變壓器（二）S1S2S3W1V42’R1R3R4R2（b）V13’c2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導138SCOTT變壓器（三）（V2cVc1）V21V3cV32V13Vc3（Vc2V1c）120°120°60°60°（c）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導139數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸入接口（八）電阻/數(shù)字轉換程序恒流源A/D多路轉換器MUXRtV1V22023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導140數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸出接口串行輸出接口數(shù)字—直流電壓轉換電路數(shù)字—交流電壓轉換數(shù)字—自整角機轉換電路2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導141大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)輸出2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導142數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸出接口（一）ARINC429總線 串行傳輸總線，以三電平狀態(tài)傳輸信息

總線電平 邏輯狀態(tài)

+5V 1 0V 空載

-5V 0 1234…78…1213…2829303132源地址字地址不用數(shù)據(jù)位備用有效位奇偶位發(fā)出數(shù)據(jù)的設備號表示不同信息（如高度等）根據(jù)前31位碼中1的總數(shù)及奇偶校驗確定2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導143ARINC429接口基本原理方框圖32位移位寄存器可以由4個并行輸入的8個移位寄存器（或2個16位寄存器），利用8位數(shù)據(jù)總線，分4次輸入到移位寄存器，然后串行逐位輸出。譯碼器輸出控制數(shù)據(jù)輸入移位寄存器，D8

、D9為譯碼器輸入，Y3~Y0選通4個8位移位寄存器的并行輸入，輸入32位數(shù)據(jù)后，向字間隙發(fā)生器輸出一個啟動信號，表示輸入數(shù)據(jù)已準備好，開始串行輸出，32位字，加8個字間隙，每傳輸一個數(shù)據(jù)字，共經(jīng)歷40位的時間。譯碼器32位移位寄存器字間隙發(fā)生器差動輸出電路奇/偶校驗數(shù)據(jù)總線0/1D9D8D7D0Y32023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導144數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸出接口（二）數(shù)字—直流轉換電路多路轉換器MUXD/A濾波器采樣/保持采樣/保持濾波器Vo1Von數(shù)字輸入2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導145數(shù)字---交流電壓轉換模擬模擬模擬模擬模擬數(shù)字量模擬量ViAnA8A4A2A1運算放大器乘積模擬/數(shù)字乘法器RR/2R/4R/8R/nR/N2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導146數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----輸出接口（三）數(shù)字—自整角機轉換數(shù)字/交流轉換數(shù)字/交流轉換數(shù)字/交流轉換接收機數(shù)字量cosθcos(θ+120°)cos(θ+240°)

（a）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導147利用SCOTT變壓器實現(xiàn)數(shù)字/自整角機變換數(shù)字/交流轉換數(shù)字/交流轉換運算SCOTT

cosθ

θ數(shù)字量

sinθ

URcosθ

URsinθURUR三相同步傳送至自整角機（b）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導148數(shù)字/自整角機變換原理數(shù)字/交流轉換數(shù)字/交流轉換二線/三線變換數(shù)字量cos(θ-30°)cos(θ+30°)至自整角機（c）S1URcos(θ+30°)S2URcos(θ-30°)S3接收機（d）數(shù)字—自整角機轉換及二線/三線變換原理2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導149數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----微處理器硬件結構微處理器總線關系離散輸出口離散輸入口片選譯碼電路ROMRAM上電復位電路時鐘總線分離器CPU（Z8002）數(shù)據(jù)總線地址總線2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導150數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----微處理器程序結構基本組成管理程序實時的大氣數(shù)據(jù)計算（或其他數(shù)學任務）程序非實時的自檢和故障監(jiān)控程序自檢監(jiān)控程序實時中斷服務自檢程序限值程序開中斷初始化啟動YN2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導151DADCARINC706原理方塊圖

2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導152數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機-----36項自檢功能檢查輸入總溫是否在規(guī)定的范圍內機型程序檢查檢查靜壓傳感器周期計數(shù)是否在規(guī)定范圍檢查靜壓傳感器溫度輸出范圍檢查頻/數(shù)轉換是否完善ARINC輸出端繞回檢查對RAM檢查對ROM檢查指令檢查對CPU檢查攻角比較檢查檢查Ps=Pt（僅在地面功能檢查時進行）備用VMO離散量檢查EPROM讀/寫檢查靜壓（或全壓）鎖相環(huán)檢查微處理器計算功能檢查2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導153CPU監(jiān)控方案一 CPU定期向B端發(fā)出負脈沖，若CPU工作正常，單穩(wěn)態(tài)觸發(fā)器始終處于暫穩(wěn)態(tài)，輸出高電平。

單穩(wěn)態(tài)B觸發(fā)器來自CPUQ正常不正常2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導154CPU監(jiān)控方案二 CPU每秒發(fā)出負脈沖信號，使計數(shù)器清零。若CPU不能按時發(fā)出清計數(shù)器信號，計數(shù)器一直計數(shù)，當1.25秒后，CPU仍不能發(fā)出清計數(shù)器信號，WATCHDOGTIMER為1，控制CPU清計數(shù)器，若仍不能復位，F(xiàn)AILURE為1，表示故障。WATCHDOGTIMER

計數(shù)器來自CPU40Hz時鐘FAILURE譯碼器OSCCLRCLR2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導155大氣數(shù)據(jù)計算機的基本計算方法線性插值法零階插值一階插值拋物線插值法2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導156線性插值點的選取法線性插值點的一般選取方法等距選取法非等距選取法分段等距選取法最佳非等距選取法2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導157實用參數(shù)計算（1）馬赫數(shù)的計算若要求馬赫數(shù)的分辨率為，則要求

而2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導158實用參數(shù)計算（2）升降速度的計算用固定時間間隔內測得的高度變化除以時間（對高度信號的分辨率要求高）如升降速度精度要求±0.5m/s，更新周期0.2s，則0.2s內至少應該測量±0.5m的高度變化；設最大高度30000m，計算機分辨率0.5m/w，則300000/0.05=600000，超出計算機單字長。修改為用：

dH/dps可用插值法求取，在所有高度上，對升降速度的要求折算成對靜壓變化率的要求。更新速率與分辨率之間的矛盾，還可以在硬件上解決。2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導159實用參數(shù)計算（3）馬赫數(shù)變化率的計算直觀方法與升降速度計算相同的問題，故改變計算形式：令，則2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導160傳感器靜特性校正分段線性插值法整體擬合校正2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導161壓力傳感器的溫度補償Δt2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導162二維線性插值原理先保持y不變，對x進行插值再固定y，對x進行插值2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導163靜壓源誤差校正（SSEC）靜壓源誤差規(guī)律模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機的靜壓源誤差修正電氣修正（見下圖）機械修正氣動修正數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的補償方法（軟件查表法）傳感器差動變壓器psΔULUsAMGSSEC2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導164大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)及其顯示儀表左側ADIRU向許多系統(tǒng)和部件提供大氣數(shù)據(jù)基準（ADR）數(shù)據(jù)。ADR數(shù)據(jù)在ARINC429數(shù)據(jù)總線上輸出。在每條總線上的數(shù)據(jù)是相同的。一條數(shù)據(jù)總線從ADIRU的ADR部分到慣性基準IR部分。以下是從左側ADIRU接收ADR數(shù)據(jù)的部件和系統(tǒng)：自動油門（A／T）計算機顯示電子組件（EDU）1和2飛行操縱計算機（FCC）A飛行數(shù)據(jù)獲取組件（FDAU）空中交通管制（ATC）1和2襟翼／縫翼電子組件9FSEU）近地警告計算機（GPWC）失速管理偏航阻尼器（SMYD）1座艙壓力控制器1和2氣象雷達接收機發(fā)射機（WXRR／T）飛行管理計算機（FMC）12023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導165大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)及其顯示儀表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導166ADC提供的參數(shù)（1）A／T計算機ADIRU向A／T計算機發(fā)送下列ADR數(shù)據(jù)用于油門指令計算：計算空速、真空速、最大使用速度、馬赫數(shù)、最大使用馬赫數(shù)、未修正的氣壓高度、修正的氣壓高度、大氣靜溫、大氣總溫、靜壓、迎角DEUADIRU向DEU發(fā)送以下ADR數(shù)據(jù)，DEU將以下數(shù)據(jù)用于信息顯示，并將其傳送到其他相關系統(tǒng)如電子發(fā)動機控制（EEC）：計算空速、馬赫數(shù)、真空速、全壓、修正的氣壓高度、未修正的氣壓高度、大氣總溫、大氣數(shù)據(jù)離散信號FCCAADIRU向FCCA發(fā)送以下ADR數(shù)據(jù)，用于自動飛行操縱模式計算計算空速、真空速、修正的氣壓高度、未修正的氣壓高度、高度變化率、靜壓、馬赫數(shù)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導167ADC提供的參數(shù)（2）FDAUADIRU向飛行數(shù)據(jù)獲取組件（FDAU）發(fā)送全部ADR數(shù)據(jù)。FDAU選擇并格式化該數(shù)據(jù)，然后將其發(fā)送到數(shù)字飛行數(shù)據(jù)記錄器（DFDR）加以記錄。ATC應答機ADIRU向ATC應答機發(fā)送未修正的氣壓高度以應用于高度報告。FSEUADIRU向襟翼／縫翼電子組件（FSEU）發(fā)送計算的空速信號，用于襟翼卸載計算并作為非指令運動探測邏輯的一部分。GPWCADIRU向GPWC發(fā)送下列ADR數(shù)據(jù)，GPWC使用這些數(shù)據(jù)來探測不安全的飛行條件。計算空速、高度變化率、修正的氣壓高度、未修正的氣壓高度、真空速2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導168ADC提供的參數(shù)（3）SMYD1ADIRU向SMYD1發(fā)送下列數(shù)據(jù)，用于失速管理和偏航阻尼器計算。馬赫數(shù)、真空速、計算的空速、動壓CPCADIRU向座艙壓力控制器（CPC）1和2發(fā)送下列ADR數(shù)據(jù)以計算增壓數(shù)值：修正的氣壓高度、未修正的氣壓高度、靜壓WXRR／TADIRU向R／T發(fā)送以下ADR數(shù)據(jù)，用于氣象條件決策。未修正的氣壓高度、修正的氣壓高度、真空速、計算空速FMCSADIRU發(fā)送以下數(shù)據(jù)到FMCS，用于性能計算：計算空速、真空速、馬赫數(shù)、修正的氣壓高度、未修正的氣壓高度、大氣總溫、大氣靜溫2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導169電動高度表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導170電動高度表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導171雙速控制式自整角機的基本工作原理齒輪變速的雙速雙通道自整角機同步系統(tǒng)用粗通道精通道雙通道，通過齒輪嚙合（嚙合比I）輸入、輸出，使精通道的精度提高i倍。換接器在粗通道電壓低于一定值（失調角小于一定值）的時候，自動接通精通道。齒輪增速比i不能太大，且必須選擇奇數(shù)比隨著i增大，精通道工作范圍變小，對自整角機要求高隨著i增大，精通道自整角接收器轉子慣量折算到隨動電機軸上的值大。增速比增大并不能減少由于齒輪造成的誤差。偶數(shù)增速比會在180°失調角處產(chǎn)生錯誤穩(wěn)定。電氣變速的雙速雙通道自整角機同步系統(tǒng)2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導172馬赫空速表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導173馬赫空速表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導174氣壓修正指示2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導175總溫顯示2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導176綜合顯示儀表2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導177飛行數(shù)據(jù)記錄器2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導178飛行數(shù)據(jù)記錄器—水下定位信標2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導179數(shù)字式記錄方式歸零制正向脈沖—1，無磁化狀態(tài)—0（單向歸零）正向脈沖—1，負向脈沖—0（雙向歸零）2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導180數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導181飛行數(shù)據(jù)記錄器2023年1月11日大氣數(shù)據(jù)與慣導182飛行數(shù)據(jù)記錄器—數(shù)據(jù)采集組件大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（飛行高度及高度變化率的測量）劉瑞華中國民航大學電子信息工程學院*第184/共36高度定義及分類*第185/共36高度定義及分類飛行高度：飛機的重心在空中距離某一測高基準面的垂直距離。絕對高度：基準面為實際海平面相對高度：基準面為某一參考平面真實高度：基準面為飛機正下方的地面目標之最高點在內的并與地平面平行的平面標準氣壓高度：基準面為標準海平面 標準氣壓高度是國際上通用的高度，主要防止同一空域或同一航線上的飛機在同一氣壓面上飛行，發(fā)生兩機相撞的可能。*第186/共36高度測量方法1.利用大氣的物理特性測量高度通過測量大氣壓力（靜壓）間接測高大氣壓力、密度均隨高度的增加而減小，具有一定的規(guī)律可循。因而可以通過測試大氣壓力或密度測量飛機的飛行高度。通過測試大氣壓力來測量飛機高度的儀表稱為氣壓式高度表，是廣泛應用的飛行儀表。通過測量大氣密度來測量飛行高度*第187/共36高度測量方法2.利用無線電波的反射特性測量飛行高度（測真實高度）*第188/共36高度測量方法3.通過測量飛機的垂直加速度，再二次積分得飛行高度在地垂線方向安裝加速度計，感測飛機的垂直加速度，在初值已知的情況下，通過二次積分計算飛機的飛行高度。此方法通過慣性儀表進行，稱為慣性高度表。*第189/共36氣壓式高度表1.基本原理根據(jù)氣壓與高度的關系可知，重力勢高度是pH、pb、Tb和β的函數(shù)。因此，通過測量飛機所在處的大氣壓力，即可通過計算得知飛機相對于海平面的重力勢高度或氣壓高度。*第190/共36氣壓式高度表氣壓高度表利用測量絕對壓力的彈性敏感元件來測量大氣靜壓，根據(jù)高度與大氣靜壓的關系，利用轉換機構輸出標準氣壓高度（相對于標準海平面的重力勢高度）氣壓高度表用真空膜盒、膜盒串、波紋管來感測大氣靜壓。由于高度與氣壓之間存在非線性，故需要解算裝置。*第191/共36氣壓式高度表2.氣壓式高度表的誤差推導標準氣壓高度公式時，對標準大氣作了一些假設，而實際大氣并不完全符合這些假設。推導標準氣壓高度公式時，假設了標準大氣和標準海平面，但實際海平面大氣參數(shù)與標準海平面大氣參數(shù)不同。構造誤差壓力敏感元件的溫度誤差摩擦誤差*第192/共36氣壓式高度表的誤差原理誤差（氣壓方法誤差、氣溫方法誤差、溫度梯度誤差）：*第193/共36氣壓方法誤差由于實際海平面大氣壓力與標準大氣壓力不同相對誤差為：*第194/共36氣溫方法誤差實際海平面溫度與標準海平面溫度不同相對誤差為：*第195/共36溫度梯度誤差實際溫度梯度與標準溫度梯度不同相對誤差為：*第196/共36構造誤差溫度誤差氣壓表在常規(guī)環(huán)境下加工，而工作范圍在正負60度，因而將引起各種參數(shù)改變。溫度誤差可用靜壓和高度來表示用靜壓表示溫度誤差：用高度表示溫度誤差：*第197/共36構造誤差可見，因溫度造成的誤差由兩部分組成。第一部分完全由溫度變化，與高度無關；第二部分由高度和溫度同時引起。其規(guī)律見21頁圖2-5。*第198/共36構造誤差摩擦誤差由于機械部件間相互接觸而引起摩擦，造成彈性敏感零件位移誤差，從而引起儀表指示的不準確。*第199/共36氣壓高度的測量系統(tǒng)高度與大氣壓力關系為非線性，因而要求測量系統(tǒng)中有相應的非線性環(huán)節(jié)來解算兩者之間的函數(shù)關系。為使氣壓高度系統(tǒng)能用來測量飛機所在處相對于某一參考基準面的相對高度，系統(tǒng)中必須設有氣壓修正機構，并保證修正量與測高系統(tǒng)輸出量之間成線性關系*第200/共36氣壓高度的測量系統(tǒng)選用敏感材料時，使用彈性模數(shù)溫度系數(shù)小的恒彈性合金或熔凝石英*第201/共36機械式氣壓高度表*第202/共36氣壓式高度表的使用利用氣壓高度表，可以測量標準氣壓高度、絕對高度和相對高度。標準氣壓高度的測量調節(jié)手柄，指出760mmHg刻度，指針將指出標準氣壓高度。絕對高度的測量調節(jié)手柄，指出海平面大氣壓，指針將指出絕對高度。相對高度的測量調節(jié)手柄，指出機場氣壓，指針將指出相對高度。*第203/共36高度傳感器 用凸輪完成高度解算，凸輪型面決定的從動軸轉角Ф與主動軸轉角θ間的函數(shù)關系Ф=f(θ),保證該傳感器輸出角θ與高度（H）間是線性關系，θ=KθH。*第204/共36高度變化率的測量：基本原理高度變化率是單位時間內飛機高度的變化量，也稱垂直速度、升降率等。飛行高度的變化，可以用氣壓的變化來測量。飛機升降速表利用毛細管將氣壓變化的速度變換成壓力差，通過開口膜盒測量壓力差，并驅動指示機構指示升降速度。*第205/共36高度變化率的測量：基本原理膜盒內外的壓力差，反應了飛機外部與表壺內部之間的壓力差。飛機平飛，表殼內外氣壓相等，膜盒不膨脹不收縮，指針指零*第206/共36高度變化率的測量：基本原理飛機上升，膜盒內氣壓小于膜盒外氣壓，膜盒收縮，指針上指飛機下降，膜盒內氣壓大于膜盒外氣壓，膜盒膨脹，指針下指*第207/共36

飛機平飛，膜盒內外沒有壓力差，儀表指示為零。*第208/共36

飛機上升，由于毛細管阻滯作用，膜盒外壓力大于內壓力，指示上升。*第209/共36飛機由上升改為平飛時，表殼中的空氣逐漸向外流動，指針逐漸回零。*第210/共36

高度變化率的測量：

壓力差與升降速度的關系(1)毛細管兩端壓力差與升降速度的關系空氣在管內流動,流速不同.設內摩檫力(F),接觸面積(A),動力黏度(η),速度梯度(dv/dr)成正比取半徑為r,長度為L的空氣柱,當空氣等速流動時,內摩檫力等于壓力差*第211/共36壓力差與升降速度的關系(2)積分后考慮管壁處氣流速度為0,半徑為R,故有可得速度值,可見流速與半徑成拋物線分布.*第212/共36壓力差與升降速度的關系(2)空氣流量為考慮空氣平均速度*第213/共36壓力差與升降速度的關系(3)假定p內pH分別為內外壓力,r內rH分別為內外密度,T內TH分別為內外溫度,飛機等速上升,dt時間內流出的空氣體積與重量的關系為膜盒容積不變。所以空氣重量減少是由于密度減少造成的.*第214/共36壓力差與升降速度的關系(3)流出的空氣重量與膜盒內減少的重量二者相等,且*第215/共36壓力差與升降速度的關系(4)由此得出由于*第216/共36壓力差與升降速度的關系(5)由于代入得積分并考慮pH=pH0

Δp=0*第217/共36壓力差與升降速度的關系(6)得由于*第218/共36壓力差與升降速度的關系(7)考慮壓力差是升降速度和時間的函數(shù),指數(shù)的第二項隨時間增長而很快減少,可忽略不計.飛機等速下降時,數(shù)值相同,符號相反.*第219/共36升降速度表的誤差1）溫度誤差溫度誤差(溫度升高,空氣動力黏度升高,與毛細管的平均溫度近似成正比)可見，當外部溫度、表壺溫度和毛細管溫度處于等溫狀態(tài)下，升降表可以準確指示升降速度。否則將產(chǎn)生誤差。*第220/共36升降速度表的誤差2）延遲誤差飛機升降速度變化時，升降表將段時間才能指示相應數(shù)值。其差值稱為延遲誤差。增大毛細管直徑或縮短其長度和減小表殼容積，即可縮短延遲時間，減小延遲誤差。延遲誤差還與飛行高度有關。高空飛行時延遲時間較大。*第221/共36作業(yè)1.飛行高度有哪幾種？2.如何測量飛行高度？3.氣壓式高度表的基本工作原理是什么？4.分析氣壓高度表的誤差源。5.高度變化率測量的基本工作原理。6.分析升降表的誤差源。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（馬赫/空速表）劉瑞華中國民航大學電子信息工程學院*第223/共45飛行速度定義：當飛機在所選坐標系內運動時，沿其重心運動軌跡切線方向的速度稱為飛行速度。速度的種類飛機相對于地球運動的速度升降速度：飛機重心沿地垂線方向運動的速度分量地速：飛機重心沿地平面運動的速度分量飛機相對空氣運動的速度側滑速度：飛機在垂直截面內橫軸相對于氣流的運動速度空速：飛機在縱軸對稱面內相對于氣流的運動速度W(地速）=Vt（真空速）+V（風速）*第