飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)組件模擬系統(tǒng)

林生虎,何斌漢,熊 翔 ,黃 威,張大鵬（中國(guó)民航大學(xué),天津 300300）

飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)組件模擬系統(tǒng)

林生虎,何斌漢,熊 翔 ,黃 威,張大鵬
（中國(guó)民航大學(xué),天津 300300）

本文研究Boeing737系列飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，設(shè)計(jì)一套滿足實(shí)驗(yàn)教學(xué)需求的仿真大氣數(shù)據(jù)組件，供學(xué)校實(shí)驗(yàn)教學(xué)使用，提升學(xué)生對(duì)相關(guān)部分知識(shí)的理解能力。采用4525DO型號(hào)大氣氣壓專用傳感器作為數(shù)據(jù)來源；采用AT89C51作為處理數(shù)據(jù)以及發(fā)送數(shù)據(jù)的核心；采用串口通信方式將數(shù)據(jù)從下位機(jī)發(fā)送到上位機(jī)。上位機(jī)采用LABVIEW軟件，對(duì)通過串口傳輸?shù)臄?shù)據(jù)進(jìn)行處理，即解算出相應(yīng)的大氣參數(shù)，如高度、空速、馬赫數(shù)、升降速度等，最終顯示在仿真的EFIS儀表上。

4525DO;AT89C51;串口通信;LABVIEW;EFIS

1 引言

航空業(yè)蓬勃發(fā)展使得機(jī)務(wù)維修人員崗位不斷增加，因此大量學(xué)校開設(shè)機(jī)務(wù)維修相關(guān)專業(yè)。對(duì)于在校學(xué)生的培訓(xùn)需要大量相關(guān)的器材，而用于培訓(xùn)的航空器又是少之又少，所以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)組件模擬系統(tǒng)的仿真設(shè)計(jì)對(duì)于學(xué)生的學(xué)習(xí)、培訓(xùn)以及維修有很大的幫助。組件仿真的實(shí)現(xiàn)提供了和飛機(jī)實(shí)際情況相符合的模型基礎(chǔ)，在減少成本的同時(shí)，可以感受和航空器近乎一樣的功能體驗(yàn)。

飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)組件系統(tǒng)按功能可分為三部分：（1）大氣數(shù)據(jù)采集部分；（2）大氣數(shù)據(jù)處理與傳輸部分；（3）顯示部分。

1.1 大氣數(shù)據(jù)采集部分

利用全壓探頭傳感器采集大氣全壓壓力，利用靜壓探頭傳感器采集大氣靜壓壓力，然后將大氣全壓壓力與靜壓壓力傳輸給大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。

1.2 大氣數(shù)據(jù)處理與傳輸部分

在大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中，將來自全壓探頭傳感器的壓力信號(hào)與靜壓探頭傳感器的壓力信號(hào)進(jìn)行一系列的處理與運(yùn)算，解算出相應(yīng)的一些重要的飛機(jī)飛行參數(shù)，如高度、空速、馬赫數(shù)、升降速度等。然后再將解算出的數(shù)據(jù)傳輸給顯示界面。

1.3 顯示部分

將來自大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)解算處理后的數(shù)據(jù)，顯示到相應(yīng)的界面。如空速表、高度表、馬赫數(shù)表等等。

2 整體方案設(shè)計(jì)

該系統(tǒng)模擬波音737飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，通過兩個(gè)傳感器實(shí)時(shí)采集大氣靜壓和動(dòng)壓數(shù)據(jù)，然后通過下位機(jī)將傳感器采集的數(shù)據(jù)處理后傳輸給上位機(jī)，上位機(jī)進(jìn)行解算后，顯示在仿真的EFIS儀表上，包括飛機(jī)高度、空速、馬赫數(shù)、升降速度等。

3 下位機(jī)部分

3.1 導(dǎo)氣管路部分

該系統(tǒng)的核心硬件結(jié)構(gòu)就是全靜壓導(dǎo)氣管路，導(dǎo)氣管路均采用304不銹鋼，主要參數(shù)指標(biāo)為管路系統(tǒng)泄漏率，設(shè)計(jì)最基本的要求就是保證管路的泄漏率達(dá)到指定的指標(biāo)。為了解決金屬導(dǎo)氣管路在拼接安裝過程中遇到的氣體泄漏問題，采用卡套接頭保證氣密性。運(yùn)用三通卡套接頭和二通卡套接頭連接管路，在連接處擰緊螺母時(shí)，卡套前端外側(cè)與接頭題錐面貼合，內(nèi)刃均勻的咬入金屬管，形成有效密封。

3.2 數(shù)據(jù)采集部分

精度要求是至關(guān)重要的，因此對(duì)于傳感器的精度選擇要有一定的考究，4525DO傳感器在低高度（4000米以下）誤差控制在1%以內(nèi)，4000至10000米時(shí)誤差控制在3%以內(nèi)，升降速度誤差在1%以內(nèi)而且自身存在溫度補(bǔ)償，因此適合。

3.3 數(shù)據(jù)處理與數(shù)據(jù)傳輸

通過傳感器采集的數(shù)據(jù)是模擬數(shù)據(jù)，通過傳感器轉(zhuǎn)化為數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)，然后在單片機(jī)內(nèi)進(jìn)行簡(jiǎn)單是數(shù)據(jù)處理過程，將處理后的數(shù)據(jù)通過串口發(fā)送的方式傳輸給上位機(jī)，上位機(jī)接收后再進(jìn)行解算。

4 上位機(jī)部分

我們采用Labview搭建上位機(jī)界面，因?yàn)長(zhǎng)abview界面設(shè)計(jì)更加美觀，方便。程序編寫更加清晰明了。對(duì)于計(jì)算公式的進(jìn)入，可以直接使用C語言編寫。可以及時(shí)改動(dòng)，并且對(duì)于運(yùn)算過程的檢驗(yàn)斷點(diǎn)設(shè)置更加便捷。上位機(jī)部分最重要的是要實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)讀取與實(shí)時(shí)顯示。因此我們首先搭建起上位機(jī)的EFIS仿真界面，然后再向每一個(gè)模塊中添加對(duì)應(yīng)的程序。圖2為流程圖。

模塊包含以下部分（見圖3）。

4.1 高度計(jì)算部分

已知標(biāo)準(zhǔn)大氣壓等于1013.25mbar，則可得氣壓（百帕）與高度（米）的關(guān)系

4.2 空速的計(jì)算

由伯努力方程可知：

在飛機(jī)上，若1處空氣未受擾動(dòng)，其壓力和密度即為該處?kù)o壓和空氣密度。設(shè)2處全阻滯，所有動(dòng)能全部轉(zhuǎn)化為壓力能和內(nèi)能，則2處氣體流速為零，則有：

由此可得空速，

4.3 馬赫數(shù)的計(jì)算

由于飛機(jī)馬赫數(shù)等于真空速與當(dāng)?shù)販囟鹊谋戎担韵纫蟮卯?dāng)?shù)乜账伲?/p>

k-絕熱指數(shù)

空氣k=1.4 R-氣體常數(shù)，空氣R=287J/（kg·K） T-熱力學(xué)溫度

由此可得馬赫數(shù)，

4.4 升降速度的計(jì)算

上位機(jī)在顯示高度數(shù)據(jù)的同時(shí)，也在存儲(chǔ)顯示過的高度數(shù)據(jù)，然后將存儲(chǔ)后的數(shù)據(jù)與時(shí)間相匹配，通過計(jì)算在一段時(shí)間內(nèi)的高度變化與時(shí)間差值的比值來得出升降速度。

5 總結(jié)

本章主要從系統(tǒng)功能要求出發(fā)，首先對(duì)系統(tǒng)做了總體方案設(shè)計(jì)，然后針對(duì)其中下位機(jī)和上位機(jī)部分分別進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)。具體做法是下位機(jī)部分先利用Visio畫出硬件連接圖，方便硬件連接后的線路與故障查找；然后通過Keil進(jìn)行程序編寫和調(diào)試。上位機(jī)部分先是搭建人機(jī)界面，然后填充界面內(nèi)每一個(gè)模塊的功能。經(jīng)過多次實(shí)地測(cè)試，該研究過程可以準(zhǔn)確的實(shí)現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)組件模擬系統(tǒng)的功能。

[1]康華光.電子技術(shù)基礎(chǔ)（模擬部分）2006.

[2]溫宗周.單片機(jī)原理及接口技術(shù) 2006.

[3]B737 Aircraft Maintenance Manual.AIR CHINA.

[4]陳樹學(xué).Labview實(shí)用工具詳解 2014.

[5]陳永冰.慣性導(dǎo)航原理 2007.

林生虎（1993-），男，遼寧營(yíng)口人，研究方向：電子信息與自動(dòng)控制。

大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)訓(xùn)練計(jì)劃（項(xiàng)目編號(hào)：201410059049）。