航空儀表與顯示系統(tǒng)教學(xué)課件作者林坤第八章

1、第8 章 航空儀表的其他相關(guān)系統(tǒng),,,2,8. 1 大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),8. 2 飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)信息即自由氣流的靜壓、動(dòng)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(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)、自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)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(jù)信息的準(zhǔn)確性對(duì)提高飛行安全和經(jīng)濟(jì)性起著重要作用。由于各系統(tǒng)需

2、要的大氣數(shù)據(jù)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(jī)各系統(tǒng)需要大氣數(shù)據(jù)信息上百個(gè)。顯然, 靠數(shù)目很多的分立式測(cè)量系統(tǒng)提供大氣數(shù)據(jù)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(hù)不便等缺點(diǎn), 而且測(cè)量精度也無(wú)法提高。,下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)就是測(cè)量靜壓、動(dòng)壓、總溫及參與修正作用的迎角和氣源誤差, 經(jīng)過(guò)解算裝置或計(jì)算機(jī)的運(yùn)算, 輸出大量的大氣數(shù)據(jù)

3、信息, 這一系統(tǒng)稱為大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)主要分為三大部分:①傳感器測(cè)量裝置, 即靜壓傳感器、動(dòng)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(jìn)行誤差修正和補(bǔ)償?shù)慕馑悴糠?解算裝置或計(jì)算機(jī)); ③座艙指示、顯示裝置及信號(hào)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(jìn)行相應(yīng)的計(jì)算, 輸出所需要的大氣數(shù)據(jù), 送給相應(yīng)的指示儀表和系統(tǒng)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)

4、算機(jī)系統(tǒng),大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)除對(duì)上述數(shù)據(jù)進(jìn)行處理和計(jì)算外, 還要對(duì)靜壓源誤差進(jìn)行校正(SSEC), 使計(jì)算的大氣數(shù)據(jù)更加精確。目前, 廣泛用于現(xiàn)代飛機(jī)上的是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。從飛機(jī)的發(fā)展歷程來(lái)看, 大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)有三種類型: 第一種類型是模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(ADC), 它為機(jī)電式伺服儀表提供信號(hào); 第二種類型是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(DADC), 它用于現(xiàn)代飛機(jī)上, 其輸出數(shù)據(jù)通過(guò)數(shù)據(jù)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(jù)

5、計(jì)算機(jī), 它既可以輸出數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù), 也可以輸出模擬信號(hào), 實(shí)際上也是屬于數(shù)字式計(jì)算機(jī), 因此, 一般將其也稱為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),8.1.1模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)根據(jù)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(shù), 通過(guò)高度、空速、馬赫數(shù)等函數(shù)解算, 向所需要大氣數(shù)據(jù)信息的系統(tǒng)傳送參數(shù), 這種綜合設(shè)備就是眾所周知的中央大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(CADC)。如圖

6、8.1 -1 所示為模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。靜壓源誤差(SSE) 修正模塊也是一種機(jī)電式修正機(jī)構(gòu)。它根據(jù)飛機(jī)飛行的迎角和馬赫數(shù)對(duì)靜壓源影響的關(guān)系曲線, 接收迎角傳感器測(cè)量的實(shí)際迎角及機(jī)內(nèi)模塊計(jì)算出的馬赫數(shù),消除靜壓測(cè)量誤差引起的高度誤差。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),8.1.2數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)按照航空運(yùn)輸工業(yè)規(guī)范ARINC 標(biāo)準(zhǔn), 應(yīng)用先進(jìn)的微處理器和半導(dǎo)體存儲(chǔ)器技術(shù), 由工作程序

7、直接完成大氣數(shù)據(jù)的計(jì)算、輸入/ 輸出, 計(jì)算機(jī)有處理模擬量、離散量和數(shù)字輸入的能力, 經(jīng)計(jì)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(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)簡(jiǎn)稱DADC, 多用于現(xiàn)代飛機(jī)。它們也接收全靜壓信號(hào)和全溫信號(hào)。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(duì)其使用的壓力傳感器進(jìn)行簡(jiǎn)單的描述。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),另外, 由于迎角

8、(α) 和側(cè)滑角(β) 是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中產(chǎn)生靜壓源誤差的因素之一,大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)還要接收角度傳感器的信號(hào), 因此, 也有必要對(duì)角度傳感器進(jìn)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)。現(xiàn)在多數(shù)飛機(jī)的數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(dòng)壓采用相同的傳感器。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大

9、氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(gè)簡(jiǎn)單的平膜片———振蕩膜片,將傳感器分成兩個(gè)氣室, 一個(gè)是標(biāo)準(zhǔn)氣室, 一個(gè)是實(shí)際壓力氣室。該膜片的自然振蕩頻率是壓力負(fù)載的函數(shù)。激勵(lì)器安裝在中心體上, 當(dāng)它加電后使膜片在兩個(gè)氣室之間產(chǎn)生振蕩, 當(dāng)標(biāo)準(zhǔn)氣室的壓力與實(shí)際氣室的壓力相等時(shí), 膜片以其固有頻率振蕩; 然而, 當(dāng)標(biāo)準(zhǔn)氣室的壓力與實(shí)際氣室的壓力不相等時(shí), 膜片的振蕩頻率將隨實(shí)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(shí)際壓力轉(zhuǎn)換為頻率的變化輸出到轉(zhuǎn)換器, 再將頻率變化轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號(hào)輸出。因此壓頻式傳感器又叫作頻率式傳感器。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(gè)金屬管腔, 裝在機(jī)身外部沒(méi)有氣流擾動(dòng)的蒙皮上, 其對(duì)稱軸與飛機(jī)縱軸平行(總溫探頭不屬于大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的一部分, 但它是大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)重要的信號(hào)源)。傳感器感受通過(guò)其

11、腔內(nèi)的氣流溫度, 空氣從前口進(jìn)入, 從后口及周圍幾個(gè)出口流出。探測(cè)元件(感溫電阻) 被封裝在兩個(gè)同心管內(nèi), 氣流在探測(cè)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(wú)應(yīng)力鉑絲制成, 其電阻值與全受阻溫度相對(duì)應(yīng)。該電阻值經(jīng)電路轉(zhuǎn)換, 輸出與全受阻溫度相對(duì)應(yīng)的電壓值。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),總溫探頭測(cè)量的是環(huán)境大氣溫度(靜止空氣溫度, 即靜溫) 和運(yùn)動(dòng)空氣受阻時(shí)動(dòng)能所轉(zhuǎn)化的溫度(動(dòng)溫) 之和, 所以叫作總溫。

12、在馬赫數(shù)低于0.2 時(shí), 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(shí), 空氣中的水分由于低溫可能結(jié)冰堵塞感溫探頭的進(jìn)氣孔或排氣孔, 故溫度探測(cè)器設(shè)置了由加溫電阻組成的防冰加溫元件。由于氣流首先流過(guò)感溫電阻周圍, 然后流過(guò)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(huì)影響感溫電阻的測(cè)量。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),在地面或飛行速度較低時(shí), 可以利用小流量的發(fā)

13、動(dòng)機(jī)引氣流動(dòng)在金屬探頭腔體內(nèi)造成的負(fù)壓, 使進(jìn)入腔體的氣流順暢流動(dòng), 同時(shí)還能將傳感器加溫的熱量帶出, 確保測(cè)量全溫TAT的指示準(zhǔn)確。無(wú)論是在地面對(duì)加溫電路測(cè)試, 還是在拆卸時(shí)都要注意探頭的溫度。在拆卸時(shí), 拔掉探頭的電插頭, 斷開(kāi)發(fā)動(dòng)機(jī)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(cè)滑角(β) 是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中產(chǎn)生靜壓源誤差的因素之一, 在現(xiàn)代高速飛機(jī)上, 已越來(lái)越受到人們的重視, 在DADC 中

14、對(duì)氣流角產(chǎn)生的靜壓源誤差必須加以校正。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),為了測(cè)量迎角(α) 和側(cè)滑角(β), 通常將傳感器設(shè)計(jì)成能伸出到飛機(jī)外的氣流中, 但安裝處應(yīng)無(wú)擾動(dòng)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(jù)計(jì)算機(jī)如圖8.1 -6 所示為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的基本原理方框圖, 它由靜壓傳感器、動(dòng)壓傳感器、總溫傳感器及迎角傳感器提供原始信息。為了計(jì)算出不同基準(zhǔn)高度, 大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中引入了氣

15、壓修正信號(hào)。所有原始信息的模擬量, 經(jīng)輸入多路轉(zhuǎn)換器進(jìn)入采樣保持電路, 依次在模/ 數(shù)(A/ D)轉(zhuǎn)換器中把它們變換為適于計(jì)算機(jī)處理的數(shù)字量, 隨后引入到計(jì)算裝置中。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),中央處理機(jī)的計(jì)算結(jié)果經(jīng)過(guò)數(shù)/ 模(D/ A) 轉(zhuǎn)換器把它變成所要求的模擬量形式, 或經(jīng)過(guò)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(jīng)過(guò)輸出多路分配器, 把同一總線上的各種信

16、號(hào)分別接至相應(yīng)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(gè)傳感器的輸出特性有一定的分散性, 這將使設(shè)計(jì)計(jì)算復(fù)雜化, 使傳感器之間缺乏互換性, 給大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的維護(hù)造成一定困難。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),因此, 必須對(duì)傳感器的特性進(jìn)行校正, 使其輸出線性化和標(biāo)準(zhǔn)化, 即校正后的傳感器輸出應(yīng)以規(guī)定的比例系數(shù)與實(shí)際輸入壓力成正比。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)利用軟件進(jìn)行校正, 即軟件校正法

17、。壓力傳感器無(wú)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(guān)系。同類型的傳感器應(yīng)有相同的靜特性, 但實(shí)際上不是精確地相等, 故每個(gè)傳感器組件內(nèi)帶有一個(gè)存儲(chǔ)器, 里面存有修正信息, 計(jì)算機(jī)中有對(duì)每個(gè)傳感器都適用的特性校正程序, 對(duì)傳感器的輸出進(jìn)行修正。這樣, 對(duì)計(jì)算機(jī)來(lái)說(shuō), 把傳感器和該傳感器的專用存儲(chǔ)器視為一個(gè)整體, 各傳感器組件之間就具有了互換性

18、。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),2) 傳感器的溫度補(bǔ)償環(huán)境溫度對(duì)傳感器的測(cè)量值有一定的影響。對(duì)于高精度的測(cè)量系統(tǒng)來(lái)說(shuō), 傳感器的溫度誤差已成為提高系統(tǒng)精度的嚴(yán)重障礙, 依靠傳感器本身附加一些簡(jiǎn)單電路或其他裝置進(jìn)行完善的溫度補(bǔ)償是很困難的。在裝有微機(jī)的測(cè)量系統(tǒng)中, 利用微處理機(jī)對(duì)傳感器進(jìn)行溫度補(bǔ)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(guān)系, 就可以利用軟件算出溫度誤差的補(bǔ)償量, 使誤差得到較完善的補(bǔ)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(dòng), 探頭也有安裝誤差, 從而會(huì)造成測(cè)量參數(shù)的誤差。靜壓源誤差影響到各飛行參數(shù)的計(jì)算, 故要在系統(tǒng)中加入靜壓源誤差校正(SSEC)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),4.顯示儀表大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)經(jīng)運(yùn)算處理和輸出處理后, 輸出高度、校準(zhǔn)空速、馬赫數(shù)、真空速、靜溫、總溫、迎角、高度速率、馬赫速率、動(dòng)壓、全壓、靜壓及其函數(shù)值。根據(jù)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的形式不同及

20、飛機(jī)電子設(shè)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(jù)計(jì)算機(jī)經(jīng)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(kāi)關(guān)信號(hào), 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(jù)計(jì)算機(jī)主要以ARINC429 數(shù)據(jù)格式向飛機(jī)其他電子系統(tǒng)提供所需要的數(shù)字信息。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),早期飛機(jī)上大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)計(jì)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(dòng)儀表。現(xiàn)代飛機(jī)以電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS 為平臺(tái)顯示大氣數(shù)據(jù), 多為數(shù)字、圖形方式顯示。1) 電動(dòng)大氣數(shù)據(jù)指示儀表(1) 電動(dòng)高度表。電動(dòng)高度表用于指示飛機(jī)的氣壓高度, 還用于按高度基準(zhǔn)的設(shè)置進(jìn)行氣壓修正。它以數(shù)字(顯示窗) 和模擬(指針) 形式來(lái)顯示氣壓高度, 并顯示人工設(shè)置的氣壓基準(zhǔn)值。表上還有設(shè)置氣壓基準(zhǔn)的調(diào)節(jié)旋鈕, 以及高度基準(zhǔn)游標(biāo)和調(diào)節(jié)旋鈕。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系

22、統(tǒng),高度表的同步信號(hào)來(lái)自大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。高度信號(hào)經(jīng)機(jī)械式的氣壓修正后, 通過(guò)伺服放大器放大驅(qū)動(dòng)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(dòng)高度表。指針在度盤上也以20 ft (1 小格) 和100 ft (1 個(gè)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(biāo)準(zhǔn)大氣海平面時(shí), 數(shù)字顯示器的最左端兩位顯示負(fù)“NEG”旗標(biāo)志, 表示為負(fù)高度。當(dāng)伺服信號(hào)、高度表故障或大氣數(shù)據(jù)計(jì)算

23、機(jī)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(shè)有“BAR0”氣壓基準(zhǔn)旋鈕, 人工轉(zhuǎn)動(dòng)旋鈕時(shí), 在氣壓顯示窗上可分別以inHg (英寸汞柱) 和mbar (毫巴) 顯示測(cè)量高度的氣壓基準(zhǔn), 顯示范圍分別為22.01 ~31.00 inHg 和745.3 ~1 050 mbar。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),如氣壓基準(zhǔn)調(diào)整到標(biāo)準(zhǔn)海平面氣壓時(shí), 指示高度為標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度; 當(dāng)氣壓基準(zhǔn)調(diào)到當(dāng)?shù)貓?chǎng)面氣壓時(shí),

24、 指示為相對(duì)高度。(2) 馬赫—空速表。馬赫—空速表從大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)接收同步計(jì)算空速信號(hào)。馬赫—空速表指示飛機(jī)的計(jì)算空速、空速極限、馬赫數(shù)和目標(biāo)空速, 可以人工選擇目標(biāo)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(jì)數(shù)器計(jì)算空速顯示窗、模擬式空速指針、紅白相間的最大計(jì)算空速指針、目標(biāo)空速游標(biāo)和三位計(jì)數(shù)器馬赫—空速顯示窗。如圖8.1 -8 所示為電動(dòng)馬赫—空速表。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),當(dāng)計(jì)算

25、空速、馬赫數(shù)、目標(biāo)空速游標(biāo)和最大空速指示失效時(shí), 對(duì)應(yīng)的故障旗會(huì)出現(xiàn)。沿著空速刻度盤外圈還裝有幾個(gè)可手動(dòng)的基準(zhǔn)空速游標(biāo)。指令空速是表上的空速游標(biāo)指示的空速, 可用方式選擇板上的空速基準(zhǔn)旋鈕人工設(shè)置, 它是為自動(dòng)油門系統(tǒng)服務(wù)的。它可以提供: 顯示自動(dòng)油門所要保持的指令空速; 產(chǎn)生自動(dòng)油門計(jì)算機(jī)保持指令空速所需的差值信號(hào)。高于目標(biāo)空速, 伺服機(jī)構(gòu)控制油門桿后移; 低于目標(biāo)空速, 伺服機(jī)構(gòu)控制油門桿前推。如果銜接性能管理計(jì)算機(jī)(PMC) 代

26、替自動(dòng)油門計(jì)算機(jī), 則由性能管理計(jì)算機(jī)[相當(dāng)于現(xiàn)代飛機(jī)的飛行管理計(jì)算機(jī)(FMC)]來(lái)控制目標(biāo)空速。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),超速警告電路感受從大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)來(lái)的高度、計(jì)算空速和馬赫數(shù), 這些信號(hào)通過(guò)多路調(diào)制器和模數(shù)轉(zhuǎn)換器加到中央處理器, 它的輸出驅(qū)動(dòng)最大空速指針。當(dāng)空速達(dá)到最大限速時(shí), 內(nèi)部的綜合計(jì)算裝置將送出一個(gè)警告信號(hào), 馬赫—空速警告器發(fā)出警告。在表的右下角有一個(gè)正常/ 備用燃油開(kāi)關(guān), 它提供一個(gè)接地輸

27、入到超速電路, 并控制超速電路, 輔助油箱加載時(shí), 最大空速受限。測(cè)試時(shí), 開(kāi)關(guān)若在備用位, 副油箱內(nèi)必須有油。當(dāng)最大空速指示失效時(shí), 最大空速VMO 故障警告旗會(huì)出現(xiàn); 指令空速游標(biāo)不工作時(shí)INOP 旗出現(xiàn); 計(jì)算空速超過(guò)最大空速無(wú)警告時(shí), 超速警告計(jì)算機(jī)故障旗OVSP 出現(xiàn); 大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)輸入的信號(hào)無(wú)效時(shí), 警告旗出現(xiàn)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(shí)出現(xiàn)。②靜溫表。靜溫表用于顯示大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)來(lái)的空氣靜溫。靜溫在四位數(shù)字鼓輪計(jì)數(shù)器上讀出。計(jì)數(shù)器左邊兩個(gè)鼓輪顯示零上溫度, 右邊兩個(gè)鼓輪顯示零下溫度。指示器發(fā)生故障時(shí), 一個(gè)黃色的“OFF”故障旗顯示在窗口, 如圖8.1 -9 所示。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),2) 電子飛行儀表顯示的大氣數(shù)據(jù)(1) 空速—馬赫數(shù)。

29、在EFIS 為平臺(tái)的顯示系統(tǒng)中, 主飛行顯示器PFD 的左側(cè)是空速帶, 移動(dòng)的空速帶隨速度高低變化顯示數(shù)值。如起飛時(shí)顯示決斷速度v1、起飛安全速度v2及參考速度; 正常飛行時(shí)顯示當(dāng)前飛行速度; 進(jìn)近著陸時(shí)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(yù)選空速, 在速度帶的底部還可以顯示馬赫數(shù)。有的飛機(jī)速度帶上還可以顯示速度趨勢(shì)矢量。在本例中, 馬赫數(shù)Ma <0.4 不顯示, 故障時(shí)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(yè),下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),(2) 高度與氣壓。高度數(shù)據(jù)是數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的主要參數(shù)之一, 它顯示在主飛行顯示器的右側(cè)高度帶上。使用EFIS 控制板可以同時(shí)顯示英尺和米制高度。高度帶的頂部可顯示預(yù)選的高度,底部顯示氣壓基準(zhǔn)值。使用電子飛行儀表系統(tǒng)EFIS 控制板可以選擇場(chǎng)壓值、標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力值。若高度信號(hào)源有故障, 高度帶變?yōu)楦叨裙收掀? 如圖8.1 -10 所示。,上一頁(yè)

31、,下一頁(yè),返回,8.1　大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(dǎo)航顯示器ND 和控制顯示組件CDU 的進(jìn)程頁(yè)面上, 可顯示大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)計(jì)算出來(lái)的真空速(TAS) 數(shù)據(jù); 在主EICAS 和輔助EICAS的發(fā)動(dòng)機(jī)性能維護(hù)頁(yè)面及控制顯示組件CDU 的進(jìn)程頁(yè)面上, 可顯示大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)計(jì)算出來(lái)的靜溫(SAT) 數(shù)據(jù); 在主EICAS 和輔助EICAS 的發(fā)動(dòng)機(jī)性能維護(hù)頁(yè)面上, 可顯示全溫(TAT)

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

33、的故障在窗口內(nèi)顯示故障號(hào)。維護(hù)人員通過(guò)操作控制顯示組件CDU (又稱為多功能控制顯示組件MCDU), 進(jìn)入中央維護(hù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)CMCS, 按章節(jié)索引選擇大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng), 按照屏幕上的提示, 進(jìn)行交互式測(cè)試。如圖8.1 -12 所示為數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和測(cè)試參數(shù), 當(dāng)系統(tǒng)加入一定的測(cè)試信號(hào)后, 按照測(cè)試順序觀察指示器上的讀數(shù)變化, 駕駛艙內(nèi)會(huì)出現(xiàn)一系列的反映, 如電子飛行儀表上顯示數(shù)據(jù)、有超速警告聲等。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.1　

34、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),具體被測(cè)數(shù)值可參照表8.1 -1, 表中第一列為被測(cè)參數(shù),第二、三和四列表示按時(shí)間順序系統(tǒng)的響應(yīng)。例如: 測(cè)量高度。從開(kāi)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(cè)試結(jié)束, 高度帶上重新顯示10 000 ft。其他被測(cè)參數(shù)的方法與高度相同。,上一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)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(jī)上必須安裝

35、飛行數(shù)據(jù)記錄器(FDR)。國(guó)際民航組織對(duì)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(shè)置需要監(jiān)控的其他參數(shù)記錄, 該數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在飛機(jī)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(jù)記錄器在發(fā)動(dòng)機(jī)工作(或飛機(jī)離地) 后, 自動(dòng)實(shí)時(shí)地記錄飛機(jī)的飛行狀態(tài)參數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)參數(shù), 為分析飛行情況及飛機(jī)性能提供必要的數(shù)據(jù)。,下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),因此, 飛機(jī)制造廠根據(jù)試飛數(shù)據(jù)改進(jìn)設(shè)計(jì)方

36、案或制造工藝, 消除飛機(jī)上的各種隱患, 使飛機(jī)有更好的安全性能和經(jīng)濟(jì)性能; 在飛行培訓(xùn)中, 可利用記錄的數(shù)據(jù)來(lái)評(píng)定駕駛員的駕駛技術(shù), 確保訓(xùn)練質(zhì)量;航空工程部門根據(jù)數(shù)據(jù)的衰變, 快速準(zhǔn)確地判明飛機(jī)的故障、飛機(jī)性能及發(fā)動(dòng)機(jī)性能的變化趨勢(shì), 以便確定維修實(shí)施程序進(jìn)行維修。此外, 當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)事故后, 可以根據(jù)記錄數(shù)據(jù)幫助分析事故原因等。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),機(jī)載飛行數(shù)據(jù)記錄器記錄飛機(jī)最近25 h 的實(shí)時(shí)飛行狀態(tài)參數(shù)

37、與系統(tǒng)數(shù)據(jù)以及飛機(jī)系統(tǒng)工作狀況和發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)等。飛行數(shù)據(jù)記錄器從最初僅記錄幾個(gè)參數(shù)發(fā)展到可記錄幾十類上萬(wàn)個(gè)參數(shù)。例如, 時(shí)間、航向、高度、空速、垂直加速度、發(fā)射監(jiān)控信號(hào)、發(fā)動(dòng)機(jī)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(wú)線電導(dǎo)航信息、自動(dòng)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(jù)記錄器有兩種類型, 一種是磁帶式飛行數(shù)據(jù)記錄器, 另一種稱為數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器。目前, 飛機(jī)大多

38、選用數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器為固態(tài)飛行記錄器存儲(chǔ)數(shù)據(jù)。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(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),8.2.2數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)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(jù)記錄器(DFDR)、數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU)、飛行記錄器測(cè)試組件、程序開(kāi)關(guān)組件、三軸加速度計(jì)和對(duì)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(jù)記錄系統(tǒng)方框圖。另外, 數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件有一個(gè)軟盤驅(qū)動(dòng)器, 可用于記錄存儲(chǔ)在飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)內(nèi)的選擇參數(shù)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),2.數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU)數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU) 收集飛機(jī)多個(gè)系統(tǒng)和傳感器的輸入信號(hào)(數(shù)字、離散和模擬), 經(jīng)多路調(diào)制, 轉(zhuǎn)換成標(biāo)準(zhǔn)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(jù)記錄器(D

40、FDR)。飛行數(shù)據(jù)記錄器存儲(chǔ)來(lái)自采集組件的信號(hào)。采集組件從數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器得到返回?cái)?shù)據(jù)并監(jiān)視數(shù)據(jù), 以檢測(cè)數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器是否工作。如圖8.2 -2 所示為數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件。數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU) 也為飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 收集數(shù)據(jù)。DFDAU 存儲(chǔ)飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 數(shù)據(jù), 并將這一數(shù)據(jù)傳到數(shù)據(jù)裝載機(jī)控制面板的光盤上或DFDAU 前面板的光盤(或磁盤) 上。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2

41、　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),FDAU 從P18 板經(jīng)系統(tǒng)測(cè)試插頭得到115 V、400 Hz 單相交流電源。一內(nèi)部電源產(chǎn)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(jì)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(hào), 經(jīng)模/ 數(shù)(A/ D) 轉(zhuǎn)換器將模擬信號(hào)轉(zhuǎn)換成ARINC -429 數(shù)字信號(hào), 將其變成一個(gè)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?jǐn)?shù)據(jù)格式化成哈佛雙相制編碼。接口將編碼送往飛行數(shù)據(jù)記錄器。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),DMU 主控制器處理ACMS 數(shù)據(jù)。DMU 監(jiān)視FDAU 輸入中規(guī)定的ACMS 參數(shù)。當(dāng)DMU主控制器檢測(cè)到數(shù)據(jù)變換成一個(gè)要記錄的數(shù)值時(shí), ACMS 進(jìn)行有關(guān)參數(shù)的報(bào)告。同樣在航行期間的不同時(shí)刻, ACMS 儲(chǔ)存報(bào)告, 由ACMS 存儲(chǔ)器保存這些報(bào)告。DMU 主控制器包括ACMS 接口, 通過(guò)一條內(nèi)部數(shù)據(jù)總

43、線從FDAU 主控制器上取得數(shù)據(jù),并將報(bào)告送到數(shù)據(jù)裝載機(jī)控制面板和磁盤驅(qū)動(dòng)器。航空公司可以使用數(shù)據(jù)裝載機(jī)或一張軟盤儲(chǔ)存報(bào)告。FDAU 和FDR 連續(xù)進(jìn)行自測(cè)試。當(dāng)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)工作或飛機(jī)升空后, 機(jī)內(nèi)自檢BITE 連續(xù)對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行檢查, BITE 數(shù)據(jù)結(jié)果顯示在前面板的顯示器上(顯示故障代碼), 引起故障燈點(diǎn)亮, 保留故障信息。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),如果FDAU 為飛行記錄器進(jìn)行數(shù)據(jù)處理時(shí)出現(xiàn)故障, 下列燈點(diǎn)亮,

44、 如圖8.2 -3 所示。(1) DFAU FAIL: 數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)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(cè)試組件上的飛行記錄器“OFF”燈;(3) 兩個(gè)主警告燈;(4) “OVERHEAD”警告牌。如果FDAU 為飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 進(jìn)行數(shù)據(jù)處理時(shí)出現(xiàn)故障, “DFDAU CAU -TON”燈點(diǎn)亮, 表示飛機(jī)狀態(tài)監(jiān)控系統(tǒng)(ACMS) 處理故障。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛

45、行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),3.固態(tài)飛行記錄器現(xiàn)代飛機(jī)多采用數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器系統(tǒng), 該部件消除了任何活動(dòng)部分, 用固態(tài)的存儲(chǔ)器作為存儲(chǔ)部件, 要求最低可存儲(chǔ)25 h 的飛行參數(shù)。固態(tài)飛行記錄器的外殼由堅(jiān)硬的合金鋼制造, 以作保護(hù)。內(nèi)部的存儲(chǔ)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(jù)記錄器。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)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(diào)壓器、電源濾波器和存儲(chǔ)器?？刂破髦饕瓿煽刂乒δ? 利用微控制器控制飛行數(shù)據(jù)的接收和發(fā)送, 通過(guò)控制電路卡進(jìn)行數(shù)據(jù)輸入, 然后轉(zhuǎn)存在存儲(chǔ)器組件中。自動(dòng)測(cè)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^(guò)自動(dòng)測(cè)試插頭將固態(tài)飛行記錄器中的數(shù)據(jù)取出, 轉(zhuǎn)到譯碼設(shè)備中去, 也可以將數(shù)據(jù)傳送到顯示部件以檢查飛機(jī)上的信號(hào)傳感器。背部的飛機(jī)系統(tǒng)接口是與外部設(shè)備的接口, 通過(guò)該插頭進(jìn)

47、行數(shù)據(jù)存儲(chǔ)和讀取。115 V 交流電源從后部插頭輸入, 經(jīng)過(guò)濾波和調(diào)壓, 然后送到固態(tài)飛行數(shù)據(jù)記錄器其他電路。同時(shí)FDR 包含監(jiān)控電路, 對(duì)輸入/ 輸出電源性能進(jìn)行綜合監(jiān)控。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)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(jù)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(biāo)機(jī)), 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(dāng)飛行記錄器和水下定位信標(biāo)機(jī)墜入海中, 信標(biāo)機(jī)的電源自動(dòng)接通, 啟動(dòng)晶體振蕩電路, 產(chǎn)生37.5 kHz 的聲波信號(hào), 經(jīng)放大驅(qū)動(dòng)揚(yáng)聲器件, 發(fā)出單音調(diào)音頻信號(hào), 穿過(guò)海平面向空氣中輻射。使用聲波探測(cè)裝置可以接收到這一特定頻率的信號(hào), 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(dá)20 000 ft, 聲波信號(hào)可保持發(fā)射30 天。,上一頁(yè),下一頁(yè),返

49、回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),水下定位信標(biāo)機(jī)的電源是干電池, 一般選用鋰電池, 所以飛機(jī)墜入大海中, 它能獨(dú)立工作。水下定位信標(biāo)系統(tǒng)在維護(hù)中應(yīng)注意以下事項(xiàng): 要按規(guī)定時(shí)間檢査和更換水下定位裝置的電池, 并應(yīng)在干凈的維修車間內(nèi)進(jìn)行更換。每次檢查和更換電池時(shí), 都應(yīng)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(biāo)簽外, 不允許把任何其他的標(biāo)簽貼在水下定位信標(biāo)的殼體上。更換電池時(shí), 應(yīng)避免將電池極性裝錯(cuò), 否

50、則會(huì)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(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),5.飛行記錄器測(cè)試組件如圖8.2 -7 (a) 所示, 飛行記錄器測(cè)試組件向飛行機(jī)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(gè)面板上, 可以人工控制記錄器的電源。飛行記錄器測(cè)試組件有: “OFF”燈和“TEST/ NORMAL”開(kāi)關(guān)。當(dāng)飛行

51、記錄器或數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU) 出現(xiàn)關(guān)鍵性故障時(shí), 琥珀色“OFF”燈點(diǎn)亮; 當(dāng)飛行記錄器沒(méi)投入工作時(shí)“OFF”燈也會(huì)亮。將“TEST/ NORMAL”開(kāi)關(guān)放在“TEST”位置, 飛行記錄器系統(tǒng)接通115 V 交流電源,以進(jìn)行地面維護(hù)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),將“TEST/ NORMAL”開(kāi)關(guān)放在“NORMAL”位置, 只要飛行記錄器測(cè)試組件得到以下幾種信號(hào)(典型的) 之一時(shí), 如圖8.2 -7

52、 (b) 所示, FDR 得到115 V 交流電, 開(kāi)始工作。(1) 當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn), 發(fā)動(dòng)機(jī)滑油壓力信號(hào);(2) 空速信號(hào);(3) 飛機(jī)在空中, 起落架上的空/ 地電門發(fā)出的“在空中”信號(hào)。6.加速度計(jì)三軸加速度計(jì)如圖8.2 -8 所示, 測(cè)量沿垂直軸、橫軸和縱軸的加速度, 必須嚴(yán)格按照軸向安裝在飛機(jī)重心處。加速度計(jì)將加速度數(shù)據(jù)送到數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU)。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),加速度計(jì)

53、可測(cè)量正常工作范圍10 倍的加速度值。加速度計(jì)密封安裝, 不需校驗(yàn)或定期維護(hù)。飛行記錄器加速度計(jì)從飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU) 獲得28 V 直流電源。7.程序開(kāi)關(guān)組件程序開(kāi)關(guān)組件向數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件送出一個(gè)編碼, 利用這一編碼來(lái)辨別飛機(jī)的類型。飛行管理計(jì)算機(jī)也可以提供這一編碼。綜上所述, 飛行數(shù)據(jù)記錄器在飛機(jī)飛行開(kāi)始時(shí)自動(dòng)工作, 飛機(jī)落地后自動(dòng)停止。典型的自動(dòng)開(kāi)關(guān)信號(hào)是發(fā)動(dòng)機(jī)燃油壓力和空速信號(hào)。在駕駛艙內(nèi)有一個(gè)測(cè)試開(kāi)關(guān),

54、地面人員利用它可以對(duì)飛行數(shù)據(jù)記錄器的工作狀態(tài)進(jìn)行測(cè)試。,上一頁(yè),下一頁(yè),返回,8.2　飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng),來(lái)自各個(gè)不同系統(tǒng)和傳感器的模擬和數(shù)字信號(hào)首先送到位于電子艙里的數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件, 并將模擬信號(hào)變成固定格式的數(shù)字信號(hào), 經(jīng)數(shù)據(jù)處理后傳送給位于后客艙頂部的數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄器, 記錄器將其記錄在固態(tài)存儲(chǔ)器上。同時(shí), FDR 還對(duì)所記錄的數(shù)據(jù)進(jìn)行監(jiān)測(cè), 監(jiān)測(cè)結(jié)果顯示在本系統(tǒng)的DFAU、FDR 或飛行記錄器測(cè)試組件上。,上一頁(yè),返回

55、,圖8.1 -1 模擬式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)系統(tǒng),返回,圖8.1 -2 數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)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(jù)計(jì)算機(jī)的基本原理方框圖,返回,圖8.1 -7 電動(dòng)高度表,返回,圖8.1 -8 電動(dòng)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(wú)計(jì)算數(shù)據(jù)顯示; (b) 故障顯示; (c) 計(jì)算空速低于最小機(jī)動(dòng)速度顯示;(d) 無(wú)計(jì)算數(shù)據(jù)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(wú)計(jì)算數(shù)據(jù)顯示,圖8.1 -11 導(dǎo)航顯示器、控制顯示組件CDU、EICAS 和輔助EICAS 的相關(guān)信息顯示,返回,表8.1 – 1 自檢被

57、測(cè)數(shù)據(jù),返回,圖8.1 -12 數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和測(cè)試參數(shù),返回,圖8.2 -1 數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)方框圖,返回,圖8.2 -2 數(shù)字式飛行數(shù)據(jù)采集組件(DFDAU),返回,圖8.2 -3 飛行數(shù)據(jù)記錄系統(tǒng)機(jī)內(nèi)自檢,返回,圖8.2 -4 固態(tài)飛行數(shù)據(jù)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(jù)記錄器測(cè)試面板,返回,圖8.2 -8 三軸加速度計(jì),返回,謝謝