航空儀表與顯示系統(tǒng)教學課件作者林坤第八章

1、第8 章 航空儀表的其他相關系統(tǒng),,,2,8. 1 大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),8. 2 飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),大氣數(shù)據信息即自由氣流的靜壓、動壓、靜溫、高度、高度偏差、高度變化率、指示空速、真空速、馬赫數(shù)、馬赫數(shù)變化率及大氣密度等參數(shù), 是飛機發(fā)動機、自動飛行控制系統(tǒng)、導航系統(tǒng)、空中交通管制系統(tǒng)及飛行駕駛儀表顯示、警告系統(tǒng)等不可缺少的信息。大氣數(shù)據信息的準確性對提高飛行安全和經濟性起著重要作用。由于各系統(tǒng)需

2、要的大氣數(shù)據信息的形式不同(包括各種形式的模擬量及數(shù)字量), 需要的信息量也各不相同, 有的飛機各系統(tǒng)需要大氣數(shù)據信息上百個。顯然, 靠數(shù)目很多的分立式測量系統(tǒng)提供大氣數(shù)據信息, 造成重量大、成本高、功能少、可靠性差、延遲誤差大及維護不便等缺點, 而且測量精度也無法提高。,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)就是測量靜壓、動壓、總溫及參與修正作用的迎角和氣源誤差, 經過解算裝置或計算機的運算, 輸出大量的大氣數(shù)據

3、信息, 這一系統(tǒng)稱為大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)。大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)主要分為三大部分:①傳感器測量裝置, 即靜壓傳感器、動壓傳感器(或全壓傳感器)、總溫傳感器、迎角傳感器等; ②具有可進行誤差修正和補償?shù)慕馑悴糠?解算裝置或計算機); ③座艙指示、顯示裝置及信號輸出裝置。它們將傳感器感受的全壓(pt)、靜壓(pH) 和大氣總溫(Tt) 進行相應的計算, 輸出所需要的大氣數(shù)據, 送給相應的指示儀表和系統(tǒng)。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計

4、算機系統(tǒng),大氣數(shù)據計算機除對上述數(shù)據進行處理和計算外, 還要對靜壓源誤差進行校正(SSEC), 使計算的大氣數(shù)據更加精確。目前, 廣泛用于現(xiàn)代飛機上的是數(shù)字式大氣數(shù)據計算機。從飛機的發(fā)展歷程來看, 大氣數(shù)據計算機有三種類型: 第一種類型是模擬式大氣數(shù)據計算機(ADC), 它為機電式伺服儀表提供信號; 第二種類型是數(shù)字式大氣數(shù)據計算機(DADC), 它用于現(xiàn)代飛機上, 其輸出數(shù)據通過數(shù)據總線傳送至各數(shù)字儀表; 第三種類型是混合式大氣數(shù)據

5、計算機, 它既可以輸出數(shù)字數(shù)據, 也可以輸出模擬信號, 實際上也是屬于數(shù)字式計算機, 因此, 一般將其也稱為數(shù)字式大氣數(shù)據計算機。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),8.1.1模擬式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)模擬式大氣數(shù)據計算機根據靜壓傳感器、全壓傳感器、總溫傳感器, 利用閉環(huán)伺服回路技術, 通過高度、空速、馬赫數(shù)等函數(shù)解算, 向所需要大氣數(shù)據信息的系統(tǒng)傳送參數(shù), 這種綜合設備就是眾所周知的中央大氣數(shù)據計算機(CADC)。如圖

6、8.1 -1 所示為模擬式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)。靜壓源誤差(SSE) 修正模塊也是一種機電式修正機構。它根據飛機飛行的迎角和馬赫數(shù)對靜壓源影響的關系曲線, 接收迎角傳感器測量的實際迎角及機內模塊計算出的馬赫數(shù),消除靜壓測量誤差引起的高度誤差。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),8.1.2數(shù)字式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)數(shù)字式大氣數(shù)據計算機按照航空運輸工業(yè)規(guī)范ARINC 標準, 應用先進的微處理器和半導體存儲器技術, 由工作程序

7、直接完成大氣數(shù)據的計算、輸入/ 輸出, 計算機有處理模擬量、離散量和數(shù)字輸入的能力, 經計算提供數(shù)字和離散量輸出。如圖8.1 -2 所示為數(shù)字式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng)。數(shù)字式大氣數(shù)據計算機簡稱DADC, 多用于現(xiàn)代飛機。它們也接收全靜壓信號和全溫信號。然而, 在DADC 中使用的傳感器與模擬式的不同。因此, 在介紹DADC 之前, 首先對其使用的壓力傳感器進行簡單的描述。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),另外, 由于迎角

8、(α) 和側滑角(β) 是大氣數(shù)據系統(tǒng)中產生靜壓源誤差的因素之一,大氣數(shù)據計算機還要接收角度傳感器的信號, 因此, 也有必要對角度傳感器進行介紹。1.傳感器元件1) 壓力傳感器壓力傳感器有壓容式、壓阻式和壓頻式(振膜式)?，F(xiàn)在多數(shù)飛機的數(shù)字式大氣數(shù)據計算機采用壓頻式壓力傳感器, 振膜式就是其中一種。振膜式壓力傳感器直接將壓力變換成頻率輸出, 而頻率很容易變換成數(shù)字量。靜壓和動壓采用相同的傳感器。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大

9、氣數(shù)據計算機系統(tǒng),如圖8.1 -3 所示為振膜式壓力傳感器。傳感器利用一個簡單的平膜片———振蕩膜片,將傳感器分成兩個氣室, 一個是標準氣室, 一個是實際壓力氣室。該膜片的自然振蕩頻率是壓力負載的函數(shù)。激勵器安裝在中心體上, 當它加電后使膜片在兩個氣室之間產生振蕩, 當標準氣室的壓力與實際氣室的壓力相等時, 膜片以其固有頻率振蕩; 然而, 當標準氣室的壓力與實際氣室的壓力不相等時, 膜片的振蕩頻率將隨實際壓力的變化而變化。膜片振蕩頻率

10、拾取器也安裝在中心體上, 它將接收到的實際壓力轉換為頻率的變化輸出到轉換器, 再將頻率變化轉換為數(shù)字信號輸出。因此壓頻式傳感器又叫作頻率式傳感器。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),2) 總溫傳感器總溫傳感器又稱為總溫探頭, 如圖8.1 -4 所示。它是一個金屬管腔, 裝在機身外部沒有氣流擾動的蒙皮上, 其對稱軸與飛機縱軸平行(總溫探頭不屬于大氣數(shù)據計算機的一部分, 但它是大氣數(shù)據計算機重要的信號源)。傳感器感受通過其

11、腔內的氣流溫度, 空氣從前口進入, 從后口及周圍幾個出口流出。探測元件(感溫電阻) 被封裝在兩個同心管內, 氣流在探測元件附近處于全受阻狀態(tài)。感溫電阻是由高純度的全退火無應力鉑絲制成, 其電阻值與全受阻溫度相對應。該電阻值經電路轉換, 輸出與全受阻溫度相對應的電壓值。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),總溫探頭測量的是環(huán)境大氣溫度(靜止空氣溫度, 即靜溫) 和運動空氣受阻時動能所轉化的溫度(動溫) 之和, 所以叫作總溫。

12、在馬赫數(shù)低于0.2 時, 總溫非常接近于靜溫。隨著馬赫數(shù)的增加, 靜溫與總溫逐漸變化。在高空飛行時, 空氣中的水分由于低溫可能結冰堵塞感溫探頭的進氣孔或排氣孔, 故溫度探測器設置了由加溫電阻組成的防冰加溫元件。由于氣流首先流過感溫電阻周圍, 然后流過加溫電阻元件, 從而氣流將加溫元件散發(fā)的熱量帶出, 使加溫元件的熱量不會影響感溫電阻的測量。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),在地面或飛行速度較低時, 可以利用小流量的發(fā)

13、動機引氣流動在金屬探頭腔體內造成的負壓, 使進入腔體的氣流順暢流動, 同時還能將傳感器加溫的熱量帶出, 確保測量全溫TAT的指示準確。無論是在地面對加溫電路測試, 還是在拆卸時都要注意探頭的溫度。在拆卸時, 拔掉探頭的電插頭, 斷開發(fā)動機引氣, 警告維修人員不要觸摸熱探頭以免燙傷。3) 氣流角度傳感器迎角(α) 和側滑角(β) 是大氣數(shù)據系統(tǒng)中產生靜壓源誤差的因素之一, 在現(xiàn)代高速飛機上, 已越來越受到人們的重視, 在DADC 中

14、對氣流角產生的靜壓源誤差必須加以校正。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),為了測量迎角(α) 和側滑角(β), 通常將傳感器設計成能伸出到飛機外的氣流中, 但安裝處應無擾動氣流。常用的傳感器形式如圖8.1 -5 所示。2.數(shù)字式大氣數(shù)據計算機如圖8.1 -6 所示為數(shù)字式大氣數(shù)據計算機的基本原理方框圖, 它由靜壓傳感器、動壓傳感器、總溫傳感器及迎角傳感器提供原始信息。為了計算出不同基準高度, 大氣數(shù)據計算機中引入了氣

15、壓修正信號。所有原始信息的模擬量, 經輸入多路轉換器進入采樣保持電路, 依次在模/ 數(shù)(A/ D)轉換器中把它們變換為適于計算機處理的數(shù)字量, 隨后引入到計算裝置中。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),中央處理機的計算結果經過數(shù)/ 模(D/ A) 轉換器把它變成所要求的模擬量形式, 或經過數(shù)字輸出格式形成器(又叫作數(shù)字信息變換器) 把它們變成所要求的不同格式的數(shù)字碼形式, 然后經過輸出多路分配器, 把同一總線上的各種信

16、號分別接至相應的輸出線上。3.誤差校正壓力傳感器的輸出或多或少都具有非線性特性, 且各個傳感器的輸出特性有一定的分散性, 這將使設計計算復雜化, 使傳感器之間缺乏互換性, 給大氣數(shù)據計算機的維護造成一定困難。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),因此, 必須對傳感器的特性進行校正, 使其輸出線性化和標準化, 即校正后的傳感器輸出應以規(guī)定的比例系數(shù)與實際輸入壓力成正比。數(shù)字式大氣數(shù)據計算機利用軟件進行校正, 即軟件校正法

17、。壓力傳感器無論是壓容式、壓阻式還是振膜式都采用了軟件校正法。1) 傳感器的靜特性校正方法傳感器的靜特性是指在一定條件下, 它的輸出和輸入之間的關系。同類型的傳感器應有相同的靜特性, 但實際上不是精確地相等, 故每個傳感器組件內帶有一個存儲器, 里面存有修正信息, 計算機中有對每個傳感器都適用的特性校正程序, 對傳感器的輸出進行修正。這樣, 對計算機來說, 把傳感器和該傳感器的專用存儲器視為一個整體, 各傳感器組件之間就具有了互換性

18、。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),2) 傳感器的溫度補償環(huán)境溫度對傳感器的測量值有一定的影響。對于高精度的測量系統(tǒng)來說, 傳感器的溫度誤差已成為提高系統(tǒng)精度的嚴重障礙, 依靠傳感器本身附加一些簡單電路或其他裝置進行完善的溫度補償是很困難的。在裝有微機的測量系統(tǒng)中, 利用微處理機對傳感器進行溫度補償是比較方便的, 只要求出溫度誤差與一些變量之間的函數(shù)關系, 就可以利用軟件算出溫度誤差的補償量, 使誤差得到較完善的補償

19、。3) 靜壓源誤差校正由于全壓、靜壓和迎角探頭處不可避免地有空氣擾動, 探頭也有安裝誤差, 從而會造成測量參數(shù)的誤差。靜壓源誤差影響到各飛行參數(shù)的計算, 故要在系統(tǒng)中加入靜壓源誤差校正(SSEC)。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),4.顯示儀表大氣數(shù)據計算機經運算處理和輸出處理后, 輸出高度、校準空速、馬赫數(shù)、真空速、靜溫、總溫、迎角、高度速率、馬赫速率、動壓、全壓、靜壓及其函數(shù)值。根據大氣數(shù)據計算機的形式不同及

20、飛機電子設備的數(shù)字化程度不同, 輸出信息的形式也各有差異。例如, 某些大氣數(shù)據計算機經輸出處理后可以輸出模擬信息: 如三相交流同步輸出、交流電壓、直流電壓以及離散開關信號, 還可以部分輸出數(shù)字信息包括并行輸出和串行(ARINC429 格式) 輸出。數(shù)字式大氣數(shù)據計算機主要以ARINC429 數(shù)據格式向飛機其他電子系統(tǒng)提供所需要的數(shù)字信息。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),早期飛機上大氣數(shù)據計算機計算出的參數(shù)多以分立式儀

21、表的形式指示, 指示儀表多為電動儀表?，F(xiàn)代飛機以電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS 為平臺顯示大氣數(shù)據, 多為數(shù)字、圖形方式顯示。1) 電動大氣數(shù)據指示儀表(1) 電動高度表。電動高度表用于指示飛機的氣壓高度, 還用于按高度基準的設置進行氣壓修正。它以數(shù)字(顯示窗) 和模擬(指針) 形式來顯示氣壓高度, 并顯示人工設置的氣壓基準值。表上還有設置氣壓基準的調節(jié)旋鈕, 以及高度基準游標和調節(jié)旋鈕。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系

22、統(tǒng),高度表的同步信號來自大氣數(shù)據計算機。高度信號經機械式的氣壓修正后, 通過伺服放大器放大驅動數(shù)字高度顯示和模擬式高度指針指示。如圖8.1 -7 所示為電動高度表。指針在度盤上也以20 ft (1 小格) 和100 ft (1 個數(shù)字) 增量指示高度, 并多圈指示。數(shù)字顯示窗也以20 ft 的增量顯示高度數(shù)字, 在低于標準大氣海平面時, 數(shù)字顯示器的最左端兩位顯示負“NEG”旗標志, 表示為負高度。當伺服信號、高度表故障或大氣數(shù)據計算

23、機斷電, 數(shù)字顯示器的最左端兩位顯示“OFF”。高度表的左下角設有“BAR0”氣壓基準旋鈕, 人工轉動旋鈕時, 在氣壓顯示窗上可分別以inHg (英寸汞柱) 和mbar (毫巴) 顯示測量高度的氣壓基準, 顯示范圍分別為22.01 ~31.00 inHg 和745.3 ~1 050 mbar。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),如氣壓基準調整到標準海平面氣壓時, 指示高度為標準氣壓高度; 當氣壓基準調到當?shù)貓雒鏆鈮簳r,

24、 指示為相對高度。(2) 馬赫—空速表。馬赫—空速表從大氣數(shù)據計算機接收同步計算空速信號。馬赫—空速表指示飛機的計算空速、空速極限、馬赫數(shù)和目標空速, 可以人工選擇目標空速, 并提供最大馬赫—空速的音響警告。馬赫—空速表包括三位計數(shù)器計算空速顯示窗、模擬式空速指針、紅白相間的最大計算空速指針、目標空速游標和三位計數(shù)器馬赫—空速顯示窗。如圖8.1 -8 所示為電動馬赫—空速表。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),當計算

25、空速、馬赫數(shù)、目標空速游標和最大空速指示失效時, 對應的故障旗會出現(xiàn)。沿著空速刻度盤外圈還裝有幾個可手動的基準空速游標。指令空速是表上的空速游標指示的空速, 可用方式選擇板上的空速基準旋鈕人工設置, 它是為自動油門系統(tǒng)服務的。它可以提供: 顯示自動油門所要保持的指令空速; 產生自動油門計算機保持指令空速所需的差值信號。高于目標空速, 伺服機構控制油門桿后移; 低于目標空速, 伺服機構控制油門桿前推。如果銜接性能管理計算機(PMC) 代

26、替自動油門計算機, 則由性能管理計算機[相當于現(xiàn)代飛機的飛行管理計算機(FMC)]來控制目標空速。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),超速警告電路感受從大氣數(shù)據計算機來的高度、計算空速和馬赫數(shù), 這些信號通過多路調制器和模數(shù)轉換器加到中央處理器, 它的輸出驅動最大空速指針。當空速達到最大限速時, 內部的綜合計算裝置將送出一個警告信號, 馬赫—空速警告器發(fā)出警告。在表的右下角有一個正常/ 備用燃油開關, 它提供一個接地輸

27、入到超速電路, 并控制超速電路, 輔助油箱加載時, 最大空速受限。測試時, 開關若在備用位, 副油箱內必須有油。當最大空速指示失效時, 最大空速VMO 故障警告旗會出現(xiàn); 指令空速游標不工作時INOP 旗出現(xiàn); 計算空速超過最大空速無警告時, 超速警告計算機故障旗OVSP 出現(xiàn); 大氣數(shù)據計算機輸入的信號無效時, 警告旗出現(xiàn)。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),(3) 溫度表。①全溫表。全溫表用于顯示全溫傳感器所感

28、受的空氣全受阻溫度, 如圖8.1 - 9 所示。黃色的“OFF”故障旗在系統(tǒng)故障和儀表斷電時出現(xiàn)。②靜溫表。靜溫表用于顯示大氣數(shù)據計算機來的空氣靜溫。靜溫在四位數(shù)字鼓輪計數(shù)器上讀出。計數(shù)器左邊兩個鼓輪顯示零上溫度, 右邊兩個鼓輪顯示零下溫度。指示器發(fā)生故障時, 一個黃色的“OFF”故障旗顯示在窗口, 如圖8.1 -9 所示。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),2) 電子飛行儀表顯示的大氣數(shù)據(1) 空速—馬赫數(shù)。

29、在EFIS 為平臺的顯示系統(tǒng)中, 主飛行顯示器PFD 的左側是空速帶, 移動的空速帶隨速度高低變化顯示數(shù)值。如起飛時顯示決斷速度v1、起飛安全速度v2及參考速度; 正常飛行時顯示當前飛行速度; 進近著陸時顯示失速速度緩沖區(qū)及失速速度。另外, 在速度帶的頂部顯示預選空速, 在速度帶的底部還可以顯示馬赫數(shù)。有的飛機速度帶上還可以顯示速度趨勢矢量。在本例中, 馬赫數(shù)Ma <0.4 不顯示, 故障時出現(xiàn)馬赫旗。如圖8.1 - 10 所示為

30、主飛行顯示器空速、馬赫數(shù)、高度顯示。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),(2) 高度與氣壓。高度數(shù)據是數(shù)字式大氣數(shù)據計算機的主要參數(shù)之一, 它顯示在主飛行顯示器的右側高度帶上。使用EFIS 控制板可以同時顯示英尺和米制高度。高度帶的頂部可顯示預選的高度,底部顯示氣壓基準值。使用電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS 控制板可以選擇場壓值、標準大氣壓力值。若高度信號源有故障, 高度帶變?yōu)楦叨裙收掀? 如圖8.1 -10 所示。,上一頁

31、,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),(3) 其他參數(shù)。在綜合顯示系統(tǒng)的電子飛行儀表EFIS 的導航顯示器ND 和控制顯示組件CDU 的進程頁面上, 可顯示大氣數(shù)據計算機計算出來的真空速(TAS) 數(shù)據; 在主EICAS 和輔助EICAS的發(fā)動機性能維護頁面及控制顯示組件CDU 的進程頁面上, 可顯示大氣數(shù)據計算機計算出來的靜溫(SAT) 數(shù)據; 在主EICAS 和輔助EICAS 的發(fā)動機性能維護頁面上, 可顯示全溫(TAT)

32、的數(shù)值; 在輔助EICAS 的發(fā)動機性能維護頁面可顯示氣壓高度(ALT) 值、計算空速(CAS) 值和馬赫數(shù)(MACH) 值, 如圖8.1 -11 所示。,上一頁,下一頁,返回,8.1　大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),3) 自檢與故障監(jiān)控自檢與監(jiān)控是計算機最基本的功能之一, 是提高系統(tǒng)的可靠性和便于維護的重要手段。自檢通常是在起飛前或飛行后進行的, 維護人員在數(shù)字式大氣數(shù)據計算機的前面板上可以進行功能測試, 并將測試結果顯示在前面板上。外部傳感器

33、的故障在窗口內顯示故障號。維護人員通過操作控制顯示組件CDU (又稱為多功能控制顯示組件MCDU), 進入中央維護計算機系統(tǒng)CMCS, 按章節(jié)索引選擇大氣數(shù)據計算機系統(tǒng), 按照屏幕上的提示, 進行交互式測試。如圖8.1 -12 所示為數(shù)字式大氣數(shù)據計算機和測試參數(shù), 當系統(tǒng)加入一定的測試信號后, 按照測試順序觀察指示器上的讀數(shù)變化, 駕駛艙內會出現(xiàn)一系列的反映, 如電子飛行儀表上顯示數(shù)據、有超速警告聲等。,上一頁,下一頁,返回,8.1　

34、大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),具體被測數(shù)值可參照表8.1 -1, 表中第一列為被測參數(shù),第二、三和四列表示按時間順序系統(tǒng)的響應。例如: 測量高度。從開始至2 s, 高度帶上顯示10 000 ft; 2 ~7 s 之間, 在主飛行顯示器的高度帶上出現(xiàn)高度旗; 7 s 后到測試結束, 高度帶上重新顯示10 000 ft。其他被測參數(shù)的方法與高度相同。,上一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),8.2.1概述按照航空法的規(guī)定, 在大型商業(yè)飛機上必須安裝

35、飛行數(shù)據記錄器(FDR)。國際民航組織對于飛行記錄器記錄的參數(shù)有統(tǒng)一的約定, 稱為指定參數(shù)。但航空公司也可設置需要監(jiān)控的其他參數(shù)記錄, 該數(shù)據存儲在飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 中, 稱為非指定參數(shù)(選擇參數(shù))。飛行數(shù)據記錄器在發(fā)動機工作(或飛機離地) 后, 自動實時地記錄飛機的飛行狀態(tài)參數(shù)和發(fā)動機工作狀態(tài)參數(shù), 為分析飛行情況及飛機性能提供必要的數(shù)據。,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),因此, 飛機制造廠根據試飛數(shù)據改進設計方

36、案或制造工藝, 消除飛機上的各種隱患, 使飛機有更好的安全性能和經濟性能; 在飛行培訓中, 可利用記錄的數(shù)據來評定駕駛員的駕駛技術, 確保訓練質量;航空工程部門根據數(shù)據的衰變, 快速準確地判明飛機的故障、飛機性能及發(fā)動機性能的變化趨勢, 以便確定維修實施程序進行維修。此外, 當飛機出現(xiàn)事故后, 可以根據記錄數(shù)據幫助分析事故原因等。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),機載飛行數(shù)據記錄器記錄飛機最近25 h 的實時飛行狀態(tài)參數(shù)

37、與系統(tǒng)數(shù)據以及飛機系統(tǒng)工作狀況和發(fā)動機工作參數(shù)等。飛行數(shù)據記錄器從最初僅記錄幾個參數(shù)發(fā)展到可記錄幾十類上萬個參數(shù)。例如, 時間、航向、高度、空速、垂直加速度、發(fā)射監(jiān)控信號、發(fā)動機參數(shù)、襟翼位置、橫滾角、俯仰角、縱軸和橫軸的加速度、飛行控制舵面的位置、無線電導航信息、自動駕駛儀的工作情況、大氣溫度、電源系統(tǒng)的參數(shù)和駕駛艙警告等?，F(xiàn)代飛行數(shù)據記錄器有兩種類型, 一種是磁帶式飛行數(shù)據記錄器, 另一種稱為數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器。目前, 飛機大多

38、選用數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器為固態(tài)飛行記錄器存儲數(shù)據。為使記錄器上的信息在較為惡劣的環(huán)境下不丟失, 記錄器必須具有抗墜毀、耐火燒、耐海水和各種液體浸泡的能力。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),8.2.2數(shù)字式飛行數(shù)據記錄系統(tǒng)1.基本組成典型的數(shù)字式飛行記錄器系統(tǒng)主要由以下幾部分組成: 數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器(DFDR)、數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU)、飛行記錄器測試組件、程序開關組件、三軸加速度計和對話式顯示組件(選

39、裝組件)。如圖8.2 -1 所示為數(shù)字式飛行數(shù)據記錄系統(tǒng)方框圖。另外, 數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件有一個軟盤驅動器, 可用于記錄存儲在飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)內的選擇參數(shù)。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),2.數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU)數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU) 收集飛機多個系統(tǒng)和傳感器的輸入信號(數(shù)字、離散和模擬), 經多路調制, 轉換成標準的數(shù)字格式(哈佛雙相脈沖格式), 然后送到數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器(D

40、FDR)。飛行數(shù)據記錄器存儲來自采集組件的信號。采集組件從數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器得到返回數(shù)據并監(jiān)視數(shù)據, 以檢測數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器是否工作。如圖8.2 -2 所示為數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件。數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU) 也為飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 收集數(shù)據。DFDAU 存儲飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 數(shù)據, 并將這一數(shù)據傳到數(shù)據裝載機控制面板的光盤上或DFDAU 前面板的光盤(或磁盤) 上。,上一頁,下一頁,返回,8.2

41、　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),FDAU 從P18 板經系統(tǒng)測試插頭得到115 V、400 Hz 單相交流電源。一內部電源產生所有必需的直流電。FDAU 也取得26 V 交流電用作模擬式發(fā)送器和傳感器的參考電壓。FDAU向飛行記錄器加速度計提供28 V 直流電。接口電路接收模擬、離散和數(shù)字輸入信號, 經模/ 數(shù)(A/ D) 轉換器將模擬信號轉換成ARINC -429 數(shù)字信號, 將其變成一個序列, 并以串行方式將其送往ARINC -573/717

42、 接口,這一接口將數(shù)字數(shù)據格式化成哈佛雙相制編碼。接口將編碼送往飛行數(shù)據記錄器。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),DMU 主控制器處理ACMS 數(shù)據。DMU 監(jiān)視FDAU 輸入中規(guī)定的ACMS 參數(shù)。當DMU主控制器檢測到數(shù)據變換成一個要記錄的數(shù)值時, ACMS 進行有關參數(shù)的報告。同樣在航行期間的不同時刻, ACMS 儲存報告, 由ACMS 存儲器保存這些報告。DMU 主控制器包括ACMS 接口, 通過一條內部數(shù)據總

43、線從FDAU 主控制器上取得數(shù)據,并將報告送到數(shù)據裝載機控制面板和磁盤驅動器。航空公司可以使用數(shù)據裝載機或一張軟盤儲存報告。FDAU 和FDR 連續(xù)進行自測試。當一臺發(fā)動機工作或飛機升空后, 機內自檢BITE 連續(xù)對系統(tǒng)進行檢查, BITE 數(shù)據結果顯示在前面板的顯示器上(顯示故障代碼), 引起故障燈點亮, 保留故障信息。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),如果FDAU 為飛行記錄器進行數(shù)據處理時出現(xiàn)故障, 下列燈點亮,

44、 如圖8.2 -3 所示。(1) DFAU FAIL: 數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU) 指定參數(shù)故障;(2) 飛行記錄器/ 馬赫—空速警告測試組件上的飛行記錄器“OFF”燈;(3) 兩個主警告燈;(4) “OVERHEAD”警告牌。如果FDAU 為飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 進行數(shù)據處理時出現(xiàn)故障, “DFDAU CAU -TON”燈點亮, 表示飛機狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 處理故障。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛

45、行數(shù)據記錄系統(tǒng),3.固態(tài)飛行記錄器現(xiàn)代飛機多采用數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器系統(tǒng), 該部件消除了任何活動部分, 用固態(tài)的存儲器作為存儲部件, 要求最低可存儲25 h 的飛行參數(shù)。固態(tài)飛行記錄器的外殼由堅硬的合金鋼制造, 以作保護。內部的存儲器組件抗壓能力高、抗沖擊、耐重載荷、耐高溫火燒、耐深海水20 000 ft 壓力持續(xù)30 天, 耐腐蝕性液體浸泡。如圖8.2 -4 所示為固態(tài)飛行數(shù)據記錄器。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng)

46、,固態(tài)飛行記錄器包括一些電路卡、控制器、電源調壓器、電源濾波器和存儲器?？刂破髦饕瓿煽刂乒δ? 利用微控制器控制飛行數(shù)據的接收和發(fā)送, 通過控制電路卡進行數(shù)據輸入, 然后轉存在存儲器組件中。自動測試插頭是固態(tài)飛行記錄器的外部插頭, 安裝在固態(tài)飛行記錄器的前面板?？梢酝ㄟ^自動測試插頭將固態(tài)飛行記錄器中的數(shù)據取出, 轉到譯碼設備中去, 也可以將數(shù)據傳送到顯示部件以檢查飛機上的信號傳感器。背部的飛機系統(tǒng)接口是與外部設備的接口, 通過該插頭進

47、行數(shù)據存儲和讀取。115 V 交流電源從后部插頭輸入, 經過濾波和調壓, 然后送到固態(tài)飛行數(shù)據記錄器其他電路。同時FDR 包含監(jiān)控電路, 對輸入/ 輸出電源性能進行綜合監(jiān)控。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),固態(tài)飛行記錄器的前面板上有水下定位裝置(ULD)。4.水下定位裝置(ULD)飛行數(shù)據記錄器前面板上安裝著水下定位裝置(又稱為水下定位信標機), 如圖8.2 -5 所示, 它不是記錄系統(tǒng)的一部分, 但兩者必須固定

48、在一起。當飛行記錄器和水下定位信標機墜入海中, 信標機的電源自動接通, 啟動晶體振蕩電路, 產生37.5 kHz 的聲波信號, 經放大驅動揚聲器件, 發(fā)出單音調音頻信號, 穿過海平面向空氣中輻射。使用聲波探測裝置可以接收到這一特定頻率的信號, 從而確定聲源的方位和距離, 便可順利地找到飛行記錄器。水下定位裝置在水下的輻射范圍是1.8 ~3.0 km, 最大工作水深可達20 000 ft, 聲波信號可保持發(fā)射30 天。,上一頁,下一頁,返

49、回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),水下定位信標機的電源是干電池, 一般選用鋰電池, 所以飛機墜入大海中, 它能獨立工作。水下定位信標系統(tǒng)在維護中應注意以下事項: 要按規(guī)定時間檢査和更換水下定位裝置的電池, 并應在干凈的維修車間內進行更換。每次檢查和更換電池時, 都應注意“O”形密封圈是否老化、變形, 表面是否光潔, 以防漏水或電池受潮。除規(guī)定的標簽外, 不允許把任何其他的標簽貼在水下定位信標的殼體上。更換電池時, 應避免將電池極性裝錯, 否

50、則會損壞水下定位裝置。避免將油泥、沙子、纖維等弄入裝配螺紋中, 以防影響密封蓋壓緊“O”形密封墊圈, 如圖8.2 -6 所示為水下定位裝置。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),5.飛行記錄器測試組件如圖8.2 -7 (a) 所示, 飛行記錄器測試組件向飛行機組提供飛行記錄器系統(tǒng)的工作狀態(tài)的目視指示, 在這個面板上, 可以人工控制記錄器的電源。飛行記錄器測試組件有: “OFF”燈和“TEST/ NORMAL”開關。當飛行

51、記錄器或數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU) 出現(xiàn)關鍵性故障時, 琥珀色“OFF”燈點亮; 當飛行記錄器沒投入工作時“OFF”燈也會亮。將“TEST/ NORMAL”開關放在“TEST”位置, 飛行記錄器系統(tǒng)接通115 V 交流電源,以進行地面維護。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),將“TEST/ NORMAL”開關放在“NORMAL”位置, 只要飛行記錄器測試組件得到以下幾種信號(典型的) 之一時, 如圖8.2 -7

52、 (b) 所示, FDR 得到115 V 交流電, 開始工作。(1) 當發(fā)動機運轉, 發(fā)動機滑油壓力信號;(2) 空速信號;(3) 飛機在空中, 起落架上的空/ 地電門發(fā)出的“在空中”信號。6.加速度計三軸加速度計如圖8.2 -8 所示, 測量沿垂直軸、橫軸和縱軸的加速度, 必須嚴格按照軸向安裝在飛機重心處。加速度計將加速度數(shù)據送到數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU)。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),加速度計

53、可測量正常工作范圍10 倍的加速度值。加速度計密封安裝, 不需校驗或定期維護。飛行記錄器加速度計從飛行數(shù)據采集組件(DFDAU) 獲得28 V 直流電源。7.程序開關組件程序開關組件向數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件送出一個編碼, 利用這一編碼來辨別飛機的類型。飛行管理計算機也可以提供這一編碼。綜上所述, 飛行數(shù)據記錄器在飛機飛行開始時自動工作, 飛機落地后自動停止。典型的自動開關信號是發(fā)動機燃油壓力和空速信號。在駕駛艙內有一個測試開關,

54、地面人員利用它可以對飛行數(shù)據記錄器的工作狀態(tài)進行測試。,上一頁,下一頁,返回,8.2　飛行數(shù)據記錄系統(tǒng),來自各個不同系統(tǒng)和傳感器的模擬和數(shù)字信號首先送到位于電子艙里的數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件, 并將模擬信號變成固定格式的數(shù)字信號, 經數(shù)據處理后傳送給位于后客艙頂部的數(shù)字式飛行數(shù)據記錄器, 記錄器將其記錄在固態(tài)存儲器上。同時, FDR 還對所記錄的數(shù)據進行監(jiān)測, 監(jiān)測結果顯示在本系統(tǒng)的DFAU、FDR 或飛行記錄器測試組件上。,上一頁,返回

55、,圖8.1 -1 模擬式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),返回,圖8.1 -2 數(shù)字式大氣數(shù)據計算機系統(tǒng),返回,圖8.1 -3 振膜式壓力傳感器,返回,圖8.1 -4 總溫傳感器,返回,圖8.1 -5 錐形和翼形氣流角度傳感器,返回,(a) 錐形氣流角度傳感器; (b) 翼形氣流傳感器,圖8.1 -6 數(shù)字式大氣數(shù)據計算機的基本原理方框圖,返回,圖8.1 -7 電動高度表,返回,圖8.1 -8 電動馬赫—空速表,返回,圖8.1 -9 全溫表和靜溫表,

56、返回,(a) 全溫表; (b) 靜溫表,圖8.1 -10 主飛行顯示器空速、馬赫數(shù)、高度顯示,返回,正常和無計算數(shù)據顯示; (b) 故障顯示; (c) 計算空速低于最小機動速度顯示;(d) 無計算數(shù)據或Ma 0郾4 顯示; (f) 馬赫故障旗顯示;(g) 正常高度顯示; (h) 故障或無計算數(shù)據顯示,圖8.1 -11 導航顯示器、控制顯示組件CDU、EICAS 和輔助EICAS 的相關信息顯示,返回,表8.1 – 1 自檢被

57、測數(shù)據,返回,圖8.1 -12 數(shù)字式大氣數(shù)據計算機和測試參數(shù),返回,圖8.2 -1 數(shù)字式飛行數(shù)據記錄系統(tǒng)方框圖,返回,圖8.2 -2 數(shù)字式飛行數(shù)據采集組件(DFDAU),返回,圖8.2 -3 飛行數(shù)據記錄系統(tǒng)機內自檢,返回,圖8.2 -4 固態(tài)飛行數(shù)據記錄器,返回,圖8.2 -5 水下定位裝置工作原理圖,返回,圖8.2 -6 水下定位裝置,返回,圖8.2 -7 飛行數(shù)據記錄器測試面板,返回,圖8.2 -8 三軸加速度計,返回,謝謝