CN102360088A - 一种大气数据计算机及其实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大气数据计算机。该大气数据计算机包括气压传感器组件和数字信号处理器组件，其中，气压传感器组件包括全压传感器、静压传感器和第一微处理器，数字信号处理组件包括第二微处理器，该第二微处理器通过选通信号，分时接收气压传感器组件输出的静压数据和动压数据，以及温度传感器输出的实测温度数据，以计算大气数据。本发明具有体积小，重量轻，功耗低，数据处理速度快，低空气压高度数据跳变的幅度小的优点。

Description

一种大气数据计算机及其实现方法

技术领域

本发明属于航空电子领域，更具体的说是涉及一种大气数据计算机***及其实现方法。

背景技术

大气数据计算机用于飞机飞行的控制和导航，能够给飞机提供大气总温数据、大气静温数据、大气静压数据、大气全压数据、气压高度数据、真空速数据、指示空速数据、马赫数、气流方向、升降速度和相对高度数据，这些数据统称为大气数据。

其中，大气总温是指飞机飞行中大气被压缩后驻点处的大气温度；大气静温是指飞机飞行中周围未受扰动的大气温度；大气静压是理想的不可压缩的气体作用在单位面积上的力；大气动压是理想的不可压缩的气体到达驻点时作用在单位面积上的力；大气全压是静压和动压之和；气压高度是指飞机距标准气压平面的高度，其中，标准气压平面指标准状态为760mmHg、温度为288.15K、密度为1.225kg/m3的平均海平面；真空速是指飞机相对迎面气流的速度；指示空速是指将真空速归化到海平面的值，即不考虑大气密度随高度的变化，将静压和气温都看成常数，分别等于海平面标准大气的静压和气温，通过测量动压而得到的空速；马赫数是飞机真空速与所在高度的音速之比；升降速度是指每秒钟气压高度的变化速度；相对高度是指飞机相对于起飞前的机场的气压高度。

目前，国内使用的大气数据计算机主要由中航集团161厂和221厂生产，其技术一直处于保密状态，相关的信息不得而知。

根据国防工业出版社于1992年出版的《大气数据计算机***》(肖建德编)的介绍，国外目前使用的大气数据计算机分为模拟大气数据计算机和数字大气数据计算机。其中，模拟大气数据计算机主要采用机械式和模拟电路的方式实现对大气数据的测量；数字大气数据计算机主要采用一片16位的Z8002微处理器作为核心部件，用数字处理的方式实现对大气数据的测量。

根据外场试验发现，国内目前使用的大气数据计算机体积和重量较大，低空气压高度数据跳变的幅度较大，数据处理的时间较长。

发明内容

本发明的目的在于克服国内目前使用的大气数据计算机体积和重量较大、低空气压高度数据跳变的幅度较大、数据处理的时间较长的缺点，提供一种利用现代集成度高、运算速度快的数字电路集构成的大气数据计算机及其实现方法。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案为：大气数据计算机包括气压传感器组件和数字信号处理组件这两个基本的功能模块，其中，气压传感器组件包括全压传感器、静压传感器和第一微处理器，第一微处理器能对采样数据进行温度补偿；数字信号处理组件包括第二微处理器，该第二微处理器通过选通信号，分时接收气压传感器组件输出的静压数据和动压数据，以及温度传感器输出的实测温度数据。

气流方向传感器可以作为用户的选配件，在此基础上还可以增加GPS接收机组件，该GPS接收机组件包括GPS接收机天线、高频馈线电缆和GPS接收机板。

在飞机的外面安装全压管、静压管、温度传感器以及气流方向传感器，其中，全压管和静压管在飞机内部通过软管或硬管分别连接大气数据计算机外壳上的全压连接器和静压连接器，保证外部的气压传导到全压传感器和静压传感器，温度传感器和气流方向传感器分别通过导线或电缆连接数字信号处理组件。其中，全压管是开口向着飞机飞行方向的金属管，静压管是开口向着飞机侧面或后面的金属管，软管可采用橡皮管，硬管可采用铝塑管。

第二微处理器分时接收气压传感器组件输出的静压数据和动压数据、温度传感器输出的实测温度数据、气流方向传感器输出的气流方向数据，以及飞机导航计算机输出的机场气压数据，利用数学公式对这些数据进行计算和处理，可以得到大气总温、大气静温、大气静压、大气全压、气压高度、真空速、指示空速、升降速度、相对高度和气流方向角度，再将得到的数据转换成RS422格式的数据，通过一路RS422串行接口发送给工控机或其它需要这些数据的交联设备。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明采用现代集成度高、运算速度快的数字电路，取代大量的模拟分离器件，将大气数据计算机的气压传感器部分和处理器电路部分做成两个基本的功能模块，每个功能模块用一片微处理器进行处理，既提高了信号处理的实时性，减小了低空气压高度数据跳变的幅度，又减小了***的体积、重量和功耗、增加了***的扩展性。

本发明达到了大气数据计算机所要实现的功能，能够输出大气总温数据、大气静温数据、大气静压数据、大气全压数据、气压高度数据、真空速数据、指示空速数据、升降速度、气流方向角度数据和相对高度数据，其中气压高度数据误差为：0m～1000m为8m，1000m～15000m为1％，输出数据刷新率为≤50ms，整个大气数据计算机***的体积为187.4mm×165mm×34mm，重量小于1kg，功耗小于10W。

附图说明

图1是本发明的总体结构框图；

图2是本发明内部结构示意图；

图3是本发明气压传感器组件的结构框图；

图4是本发明数字信号处理组件的结构框图；

图5是本发明的工作流程框图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细描述。

参照图1，气压传感器组件和数字信号处理器组件构成了本发明大气数据计算机的两个基本的功能模块，是本发明的基本配置。气流方向传感器可以作为用户的选配件，在此基础上还可以增加GPS接收机组件，包括GPS接收天线、高频馈线电缆和GPS接收机板。

全压管、静压管、温度传感器以及气流方向传感器均安装在飞机的外面，其中，全压管是开口向着飞机飞行方向的金属管，静压管是开口向着飞机侧面或后面的金属管，全压管和静压管在飞机内部通过软管如橡皮管，或者硬管如铝塑管分别连接大气数据计算机外壳上的全压连接器和静压连接器，保证外部的气压传导到全压传感器和静压传感器，温度传感器和气流方向传感器分别通过导线或电缆连接数字信号处理器组件。

图2是本发明大气数据计算机内部结构示意图，在大气数据计算机外壳上装有低频插座和全压连接器、静压连接器，其中，低频插座用于外部供电和测试，并可作为与外部进行数据传输的端口；大气数据计算机内部装一块印制板，即大气数据计算机主机板，通过带状电缆与气压传感器组件相连。

参照图3，气压传感器组件中采用了高精度的静压传感器和全压传感器，其中，静压传感器是一个表压传感器，在101.325×10³帕时输出的数据接近0，随着气压的下降输出数据逐渐变大，将其与静压连接器相连，输出静压模拟信号；全压传感器是一个差压式绝压传感器，其输入一端为全压，另一端为静压，输出数据为动压数据，当全压与静压相等时，动压为0，则输出数据接近0，随着全压与静压的差值变大，输出数据逐渐变大，将其第一输入端连接静压连接器，第二输入端连接全压连接器，输出动压模拟信号；气压传感器组件还包括放大器、多路开关和高精度的A/D转换器，对静压模拟信号和动压模拟信号依次进行放大、选通和A/D转换后，送入气压传感器组件的处理器，该处理器对接收到的采样数据进行比较细致的校准和温度补偿，使获得的静压值和动压值更加接近真值，并处理成32位并行数字信号，通过并口输出。气压传感器组件输出的静压数据转换成十进制数后等于101.325×10³帕减去静压，输出的动压数据转换成十进制数后等于动压。该气压传感器组件的数据迟滞时间≤10ms，精度为0.25％，具备温度补偿和校准功能，功耗不大于1.7W。

参照图4，将与工控机连接的RS232接口作为处理器组件的测试接口或激励接口，当激励控制信号有效时，可以通过工控机的界面人工输入温度数据、大气静压、大气动压、机场气压和气流方向，工控机通过RS232串口把这些数据送到处理器电路中的CPU，利用相应的数学公式对这些数据进行计算和处理，得到大气总温、大气静温、大气静压、大气全压、气压高度、真空速、指示空速、升降速度、相对高度和气流方向角度，再将得到的数据转换成RS422格式的数据，通过一路RS422串行接口发送给需要这些数据的设备；当激励控制信号无效时，处理器组件通过选通信号S读气压传感器组件的静压数据，通过选通信号P读气压传感器组件的动压数据。BUSY为气压传感器组件的繁忙信号，该信号为“0”时，允许外部读取气压数据；该信号为“1”时，表示正在进行数据转换，不允许外部读取气压数据。

恒温恒流源电路给温度传感器提供一个稳定的电流源，温度传感器输出信号经过放大后，经处理器电路选通，通过多路开关和A/D转换后送给CPU。

当用户选配了气流方向传感器时，气流方向传感器输出的左攻角、右攻角和侧滑角信号经过模拟信号调节器转换后，经处理器电路选通，通过多路开关和A/D转换后送给CPU。

处理器电路中的CPU分时接收到气压传感器组件的静压数据和动压数据、温度传感器的实测温度数据、气流方向数据(左攻角、右攻角、侧滑角)以及飞机导航计算机给的机场气压数据后，按照数学公式对这些数据进行计算和处理，得到大气总温、大气静温、大气静压、大气全压、气压高度、真空速、指示空速、升降速度、相对高度和气流方向角度，再将得到的数据转换成RS422格式的数据，通过一路RS422串行接口发送给需要这些数据的交联设备。

与CPU连接的输入并行扩展接口是用来与GPS接收机组件中的GPS接收机板连接的，因GPS测得的海拔高度与大气数据计算机测得的气压高度有相通之处，可以通过比对GPS测得的机场的海拔高度和大气数据计算机测得的气压高度，修正大气数据计算机输出的相对高度，再通过修正后的相对高度进一步修定气压高度，从而使大气数据计算机可扩展为既能够输出高精度的气压高度和相对高度，又能够具备GPS的定位功能。

在进行数据处理与计算时，所用到的数学公式有：

1)气压高度计算公式：

H_P≤11000m， $H_p=44330.76[1-{\left(\frac{P_S}{101.325}\right)}^{0.190255}]m;$

11000m＜H_P≤20000m， $H_p=11000-6341.53\left[\ln \left(\frac{P_S}{22.623}\right)\right]m$

20000m＜H_P＜32000m， $H_P=20000+216650[1-{\left(\frac{P_S}{5.474}\right)}^{-0.029271}]m,$

其中，H_P为气压高度，单位为m；P_S为静压，单位为KPa。

2)真空速计算公式(考虑空气的压缩性)：

a)亚音速(Ma＜1马赫)飞机在对流层(H_P≤11000m)飞行时，P_T＝P_s+P_q；

$V=1225.08\sqrt{5[{(1+\frac{P_q}{101.325})}^{\frac{2}{7}}-1]}\·{(1-2.25577\×{10}^{-5}{H}_P)}^{-2.126}(\mathrm{km}/h);$

b)亚音速(Ma＜1马赫)飞机在平流层(11000m＜H_P ≤20000m)飞行时

$V=1225.08\sqrt{5[{(1+\frac{P_q}{101.325})}^{\frac{2}{7}}-1]}\·\sqrt{\frac{76.13}{P_S}}(\mathrm{km}/h),$

其中，Ma为马赫数；V为真空速，单位为km/h；P_T为全压，P_S为静压、P_q为动压，单位均为KPa；H_P为气压高度，单位为m。

3)指示空速计算公式：

对亚音速(Ma＜1马赫)飞机

P_T＝P_s+P_q；

$V_i=1225.08\sqrt{5[{(1+\frac{P_q}{101.325})}^{\frac{2}{7}}-1]}(\mathrm{km}/h),$

其中，Ma为马赫数；V_i为指示空速，单位为km/h；P_T为全压，P_S为静压、P_q为动压，单位均为KPa。

4)升降速度计算公式：

$V_{\mathrm{Hn}}=\frac{H_{\mathrm{Pn}}-H_{\mathrm{Pn}-1}}{t_n-t_{n-1}}m/s,$

其中，V_Hn为n时刻的升降速度，H_Pn、H_Pn-1分别为n时刻、n-1时刻的气压高度，t_n-t_n-1为n时刻和n-1时刻的时间差。

5)相对高度计算公式：

H_相对＝H_P-H_机场，

其中，H_P为气压高度，单位为m；H_机场为机场的气压高度。

6)大气总温计算公式：

温度传感器输出的实际探测温度为T_p，则大气总温T_T＝T_p/(1-η)+γ，其中，η很小，是补偿因子，因温度传感器与飞机蒙皮之间有热传导损耗，造成温度传感器测得的温度与实际温度有差异，该补偿因子是温度传感器固有的；γ为探头防冰加温的修正项。

7)大气静温计算公式：

T_s＝T_T/(1+0.2ηMa²)，

其中，T_s为大气静温；T_T为大气总温；η很小，是补偿因子，因温度传感器与飞机蒙皮之间有热传导损耗，造成温度传感器测得的温度与实际温度有差异，该补偿因子是温度传感器固有的；Ma是马赫数。

8)马赫数计算公式：

马赫数Ma为真空速V与音速a之比，Ma＝V/a＝{5[(P_T/P_S)^1/3.5-1]}^1/2，其中，P_T为全压，P_S为静压。

参照图5，本发明大气数据计算机的自检分为开机自检、周期自检和受令自检。其中，开机自检为，开机后***的各个部分开始进入工作状态，稳定后对各部分进行检查，如果某一部分出现故障，就对外发送相应的故障代码；如果没有故障，就进入正常工作状态；周期自检为每工作一段时间对各部分进行一次检查，如果某一部分出现故障，就对外发送相应的故障代码；如果没有故障，接着正常工作；受令自检为当接收到外部自检信号时，***进入自检状态，直到该信号悬空时，***转到正常工作状态。

大气数据计算机的工作流程为：

开机后自检一次，即进行开机自检，如果有故障就输出故障代码，如果没有故障再判定是否进行受令自检，如果是，就继续自检；如果否，就接收传感器数据P_S、P_T和温度Ts等数据，然后进行计算和处理，得出气压高度H_p、真空速V、指示空速V_i等数据，并将所得到的数据存储，当存够n次后对这些数据求均值，以减小数据跳变的幅度，然后计算出相对高度H_n，然后将这些数据打包输出，当输出数据包够N次后，则返回自检，即进行周期自检。

其中，故障代码约定为，该大气数据计算机给飞机上的导航计算机周期上传自检数据帧中，D0、D1、D2为故障代码位，该位为0表示无故障，该位为1表示有故障。其中，D0位为大气总温采集故障，表示温度传感器输出的电压信号超出上下限；D1位为静压采集故障，表示正常情况读不到静压数据；D2位为全压采集故障，表示正常情况读不到动压数据。

Claims (11)

1.一种大气数据计算机，包括气压传感器组件和数字信号处理组件，其特征在于，所述气压传感器组件包括全压传感器、静压传感器和第一微处理器；所述数字信号处理组件包括第二微处理器，所述第二微处理器通过选通信号，分时接收气压传感器组件输出的静压数据和动压数据，以及温度传感器输出的实测温度数据。

2.根据权利要求1所述的大气数据计算机，其特征在于，所述静压传感器和全压传感器输出的模拟信号经过放大、选通和A/D转换后，送入所述第一微处理器，经所述第一微处理器处理后，得到所述静压数据和动压数据，并通过并口从所述气压传感器组件输出。

3.根据权利要求1所述的大气数据计算机，其特征在于，所述数字信号处理组件与气流方向传感器连接，接收所述气流方向传感器输入的模拟信号，经过模拟信号调节、选通和A/D转换后，由所述第二微处理器通过所述选通信号分时接收。

4.根据权利要求3所述的大气数据计算机，其特征在于，所述大气数据计算机还包括GPS接收机组件，所述GPS接收机组件包括GPS接收天线、高频馈线电缆和GPS接收机板；所述GPS接收机板与所述数字信号处理组件中的并行扩展接口连接。

5.根据前述权利要求之一所述的大气数据计算机，其特征在于，所述大气数据计算机的外壳上装有静压连接器和全压连接器，所述静压传感器连接所述静压连接器，所述全压传感器的第一输入端连接所述静压连接器，第二输入端连接所述全压连接器；所述静压连接器和全压连接器通过软管或硬管分别连接静压管和全压管，保证外部的气压传导到所述全压传感器和静压传感器；所述温度传感器和气流传感器分别通过导线或电缆连接所述数字信号处理组件。所述静压管、全压管、温度传感器和气流传感器安装在飞机的外面。

6.根据权利要求5所述的大气数据计算机，其特征在于，所述软管是橡皮管。

7.根据权利要求5所述的大气数据计算机，其特征在于，所述硬管是铝塑管。

8.根据权利要求3或4所述的大气数据计算机，其特征在于，所述数字信号处理组件通过RS232接口外接工控机，所述工控机向所述第二微处理器发送激励控制信号，当所述激励控制信号有效时，通过工控机的界面人工输入数据；当所述激励控制信号无效时，所述数字信号处理组件分时接收由所述气压传感器组件输入的所述静压数据和动压数据、由所述温度传感器输入的所述实测温度数据、由所述气流传感器输入的所述气流方向数据，以及由飞机导航计算机输入的机场气压数据，所述第二微处理器对所述数据进行计算和处理，并将所述计算和处理的结果通过RS422接口串行输出。

9.根据权利要求8所述的大气数据计算机，其特征在于，所述第二微处理器对所述数据进行计算和处理包括，利用多次接收到的所述静压数据、动压数据和实测温度数据，计算出多个气压高度数据、真空速数据和指示空速数据，并分别对所述多个气压高度数据、真空速数据和指示空速数据求均值。

10.一种大气数据计算机的实现方法，其特征在于，包括如下过程：

(1)通过静压管和全压管将气压传导到静压传感器和全压传感器，所述静压传感器和全压传感器分别输出静压模拟信号和动压模拟信号，经过放大、选通和A/D转换后，送入第一微处理器，经第一微处理器处理，得到静压数据和动压数据，并通过并口输出；

(2)第二微处理器分时接收所述静压数据和动压数据，以及由温度传感器输入的实测温度数据，由气流方向传感器输入的气流方向数据和由飞机导航计算机输入的机场气压数据，对所述数据进行计算和处理，得到气压高度H_p、真空速V和指示空速V_i并存储；

(3)将步骤(2)重复n次，然后对所存储的n个所述气压高度H_p、真空速V和指示空速V_i求均值；

(4)利用步骤(3)中所得的气压高度H_p的均值计算相对高度H_n。

11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，通过比较GPS测得的机场的海拔高度和步骤(3)中得到的所述气压高度H_p的均值，修正步骤(4)中得到的所述相对高度H_n，再通过修正后的相对高度H_n进一步修正气压高度H_p。

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