楊曉萍

摘要：OADS，即光學大學數(shù)據(jù)系統(tǒng)，具有測量精度高、范圍廣、遠距離非接觸測量、響應(yīng)時間短和設(shè)備位于機體內(nèi)部等優(yōu)點，相比于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)具有顯著優(yōu)勢。介紹了光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的基本組成和工作原理，以及國內(nèi)外光學大學數(shù)據(jù)系統(tǒng)的發(fā)展和應(yīng)用情況。通過對光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和原理以及現(xiàn)行最新民用航空規(guī)章的分析，研究了光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)對民用運輸類飛機適航規(guī)章和相關(guān)的適航審定試驗的影響。

關(guān)鍵詞：光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)、適航、多普勒效應(yīng)

中圖分類號： V241.4 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2017）11（a）-0000-00

0 引言

飛機的空速、高度、迎角、大氣溫度等參數(shù)是飛機的飛控系統(tǒng)、航電系統(tǒng)等的重要輸入信息，也是影響飛行安全的關(guān)鍵參數(shù)?，F(xiàn)代民用運輸類飛機依靠大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)獲取這些重要參數(shù)。傳統(tǒng)運輸類飛機的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)參數(shù)通常由位于飛機機頭的總靜壓探頭（皮托管）、靜壓孔、總溫探頭和迎角風標等傳感器測量，然后通過飛機上的大氣數(shù)據(jù)計算機或計算模塊解算之后，經(jīng)由總線輸送給飛機上的各個系統(tǒng)。OADS（Optical Airdata System），光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)利用激光多普勒效應(yīng)測量空速，利用激光測溫獲取大氣靜溫，利用已知角度的多束激光解算飛機姿態(tài)，獲得飛機的迎角和側(cè)滑角信息。目前已知的光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的空速測量精度已經(jīng)達到0.1m/s，溫度測量精度在±0.3℃[1]，其空速測量精度優(yōu)于傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，溫度測量精度與傳統(tǒng)的總溫探頭相當。光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)已經(jīng)成為一個發(fā)展方向，而其除了測量精度高的優(yōu)點之外，在結(jié)構(gòu)和測量原理上與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)差別很大。光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)一般由激光發(fā)射/接收探頭和光電處理模塊組成，激光透過光學玻璃射向遠方的大氣粒子，在機體之外沒有突出物?；谶@種差別，因此民用航空規(guī)章的要求是否適用，如何進行相關(guān)的適航審定飛行試驗等問題值得我們深入研究。

1 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的組成和工作原理

光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是由激光發(fā)射/接收模塊、光路系統(tǒng)模塊、光電轉(zhuǎn)換模塊、信息處理模塊這四個功能模塊組成的。光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的基本組成見圖1所示。

激光發(fā)射/接收模塊是光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)最重要的組成部分之一，特定波長的激光通過探頭發(fā)射到飛機機身外的大氣環(huán)境中，光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的空速測量原理主要是通過將激光打到大氣流場內(nèi)的粒子上發(fā)生米散射，通過散射光的頻移定量的計算出大氣流場的速度[2]。激光發(fā)射/接收模塊是整個光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的前端，將激光作為傳感敏感元件，通過感知大氣中運動粒子的實時狀態(tài)，實現(xiàn)大氣參數(shù)的測量。

光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中的光路系統(tǒng)模塊，是實現(xiàn)激光信號發(fā)射以及接收的重要裝置，是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測試參數(shù)的光路傳輸通道。光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)為了降低工程人員對光路操作的經(jīng)驗要求，采用新型的固體激光器。利用帶有頻移裝置的分光器將激光分為兩束，經(jīng)過單模保偏光纖和光纖耦合器，將激光發(fā)射到激光探頭，調(diào)整激光的光腰部分，使其聚集在某一測量焦點，以保證最小測量體積，這一點即為光學傳感探頭。通過光學傳感探頭對大氣測試參數(shù)的測量感知，調(diào)整光路系統(tǒng)內(nèi)的接收/發(fā)射開關(guān)，將攜帶有測試參數(shù)信息的光信號接收至光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)內(nèi)的光路模塊，實現(xiàn)待測參數(shù)的解算。

光電信息轉(zhuǎn)換模塊作為光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)信息傳輸設(shè)備中的一個主要部件，其主要功能是負責將接收到的光信號轉(zhuǎn)化為電信號。將散射的光信號轉(zhuǎn)換為電信號之前，可以在光域中對其進行預(yù)處理。在光束中插入濾光器，利用光的相干性，通過先進的處理技術(shù)，將高頻的光信號轉(zhuǎn)換為頻率低的多的多普勒頻移信號，相干檢測技術(shù)是利用相干激光進行多普勒測速的基礎(chǔ)，將經(jīng)過相干檢測的光信號傳輸至探測器，實現(xiàn)測試信息的光電轉(zhuǎn)換。探測器是基于半導體材料的結(jié)構(gòu)緊湊的光電轉(zhuǎn)換器件，在光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中，根據(jù)激光波長的不同選擇相應(yīng)的探測器，將預(yù)處理后的光信號轉(zhuǎn)換為電信號。

信息處理模塊是光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的算法核心部件。發(fā)射到大氣中的連續(xù)入射波經(jīng)過氣溶膠粒子的散射后，由接收器接收每個粒子的后向散射波，然后將檢測到的信號與發(fā)射信號在一個本地振蕩器中疊加，通過光電探測器將光信號轉(zhuǎn)換為包含多普勒頻移信息的高頻電信號。信號處理的過程主要是為了實現(xiàn)多普勒頻移量的實時檢測以及真空速的精確估計。實現(xiàn)飛行器投射到激光軸的相對于空氣的運動速度分量測量。通過信息處理模塊，亦可以得到大氣溫度、密度、絕對壓力等參數(shù)的測量結(jié)果。

圖1 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的基本組成

2 國內(nèi)外發(fā)展與應(yīng)用現(xiàn)狀

光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的雛形是機載激光測速裝置。激光測速設(shè)備在風洞試驗中已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用，作為機載測試設(shè)備還在進行大量的試驗工作。國外從上世紀七十年代末開始進行機載激光測速的研究。1979 年，法國國防機構(gòu)開始資助高諾斯公司的激光測速研究。項目開展中，在法國試飛中心開展了激光測速設(shè)備的試飛驗證。上世紀80年代開始，NASA和空客公司開始進行激光測速的飛行試驗應(yīng)用研究。NASA先后在DC-8、SR-71及L-188飛機上開展了相關(guān)的試驗研究，空客公司把激光測速技術(shù)應(yīng)用于A319、A330和A340型號飛機的飛行試驗中，德國和荷蘭近幾年開展了PIV激光技術(shù)在飛行試驗中的應(yīng)用。表1給出了國外光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（含機載激光測速設(shè)備）的部分使用記錄。

光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在國內(nèi)的研究起步較晚，目前可見資料是航空工業(yè)某技術(shù)創(chuàng)新基金項目在實驗室搭建了一個光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)平臺，相關(guān)資料表明，該系統(tǒng)的測量精度為2m/s[3]，與國際先進水平還有較大差距。

表1 國外光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（含機載激光測速設(shè)備）使用記錄

序號 時間 詳細信息

1 1971 霍尼韋爾在CV990飛機上使用0.6μm激光測速器進行飛行試驗

2 1979-1980 法國在Puma直升機和Caravelle運輸機上搭載其第一代激光測速設(shè)備，探索激光測速適用的高度、速度范圍

3 1980-1987 Mirage IIIR 戰(zhàn)斗機搭載按照軍標要求改進的第二代設(shè)備（ALEV-1，單軸激光測速儀），進行了20架次飛行驗證，表明激光測速設(shè)備可用于超音速戰(zhàn)斗機。

4 1988 10.6μm的ALEV-3系統(tǒng)，具備三軸測速能力，可同時獲取真空速、迎角和側(cè)滑角，進行飛行試驗

5 1988-2006 空客公司在A320、A318、A340、A380等飛機上使用激光測速設(shè)備進行傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的校準

6 2001-2004 THALES公司在某型直升機和某軍用飛機上使用1.55μm激光測速儀演示飛行

7 2001-2005 HAL公司在P180飛機上測試機載激光測速設(shè)備

8 2006-2009 THALES公司的1.55μm作戰(zhàn)激光測速初級系統(tǒng)及原型產(chǎn)品進行飛行試驗研究

9 2014 空客公司在Dauphin6542直升機上進行光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行試驗

10 2014-2015 波音公司在787-10飛機上使用機載激光測速設(shè)備進行傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)校準試驗

3 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)對適航條款的影響分析

3.1 對25.1323條款和25.1325條款的影響

民用航空規(guī)章中涉及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的主要條款是第25.1323條——空速指示系統(tǒng)和第25.1325條——靜壓系統(tǒng)。中國民用航空局于2011 年11 月7 日對民用航空規(guī)章第25部進行了第四次修訂，本次修訂中這兩個條款相比前版變化很大。

民航航空規(guī)章第25.1323 條和第25.1325條中要求空速指示系統(tǒng)和靜壓系統(tǒng)必須經(jīng)過校準[4]。表2和表3分別給出了光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)對25.1323和25.1325條款的影響分析。

表2 對25.1323條款的影響分析

條款編號 條款說明 OADS與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)對適航條款的適用性比較

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng) 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)

25.1323（a） 要求空速指示系統(tǒng)必須校準，且儀表誤差要小 適用 適用

25.1323（b） 地面滑跑階段空速校準 適用 適用

25.1323（c） VMO至1.23VSR1和1.23VSR0至VFE速度范圍內(nèi)的空速誤差要求（不超過3%或2.5m/s） 典型運輸類飛機的空速位置誤差可達到5m/s，不滿足條款要求，需獲得空速的位置誤差，在大氣數(shù)據(jù)計算機中加以修正或在飛行手冊中給出。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量的是飛機相對遠方來流的速度，不存在機體對氣流的影響，因此其測量的位置誤差為零，僅需要考慮光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的系統(tǒng)誤差。目前國外現(xiàn)有的光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的空速測量誤差大多在0.5m/s以內(nèi)，其誤差直接就滿足現(xiàn)有的民用航空規(guī)章。

25.1323（d） 1.23VSR到失速速度范圍內(nèi)的空速誤差變化要求 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在失速這樣的大迎角狀態(tài)總靜壓都會失真，誤差較大。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是遠距離非接觸式測量，不受飛機姿態(tài)的影響，誤差小。

25.1323（e） VMO至VDF速度范圍內(nèi)的空速誤差變化要求 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在高速飛行過程中氣路延遲大，影響測量精度。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)只有光電信號傳輸，沒有氣體管路，延遲時間可忽略。

25.1323（f） 起飛離地階段的空速指示要求 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在飛機抬前輪時變化劇烈，誤差大。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是遠距離非接觸式測量，不受飛機姿態(tài)的影響，誤差小。

25.1323（g） 空速指示系統(tǒng)的滯后效應(yīng)影響 由于存在氣體管路，滯后效應(yīng)不可忽略。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)只有光電信號傳輸，沒有氣體管路，延遲時間可忽略。

25.1323（h） 防濕氣、塵埃或其他雜物入侵的要求 總靜壓孔一旦堵塞，將引起災(zāi)難性后果，必須考慮。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的設(shè)備全部位于機體之內(nèi)，激光透過光學玻璃射向大氣粒子，不存在雜物入侵。但需考慮光學玻璃的維護。

25.1323（i） 空速管需加溫，防止因結(jié)冰失靈 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的探頭位于機體外部，必須有防結(jié)冰措施。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的設(shè)備全部位于機體之內(nèi)，激光透過光學玻璃射向大氣粒子，不必考慮結(jié)冰要求。但需考慮光學玻璃的維護。

25.1323（j） 兩套系統(tǒng)間隔要大，以免鳥撞造成兩套系統(tǒng)損壞 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的探頭通常位于機頭附近，鳥撞幾率大。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的設(shè)備全部位于機體之內(nèi)，激光透過光學玻璃射向大氣粒子，而光學玻璃通常位于機體中部位置，遭受鳥撞的機率很小。

表3 對25.1325條款的影響分析

條款編號 條款說明 OADS與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的比較

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng) 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)

25.1325（a） 帶膜盒的儀表必須與外界大氣連通 帶膜盒的傳統(tǒng)靜壓系統(tǒng)必須遵守 無膜盒，不適用。

25.1325（b） 靜壓孔位置必須受濕氣或外來物影響小，且不受結(jié)冰氣象影響 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在設(shè)計時必須考慮 無靜壓孔，不適用。

25.1325（c） 靜壓系統(tǒng)需有排水措施及氣密性要求 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在設(shè)計時必須考慮 不適用

25.1325（d） 高度必須加以校準，誤差盡可能小 適用 適用

25.1325（e） 高度位置誤差要求 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差大，需獲得位置誤差加以修正。 光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差小，滿足要求。

25.1325（f） 高度表指示修正裝置的要求 有該裝置時，需考慮。 無該裝置，不適用。

25.1325（g） 主備靜壓源的設(shè)計要求 按此設(shè)計時需考慮 未來主備系統(tǒng)如何設(shè)計，需思考解決方案

25.1325（h） 非增壓飛機的特殊要求 按此設(shè)計時需考慮 不適用

3.2 對RVSM的影響

RVSM（Reduced Vertical Separation Minimum，縮小垂直間隔）是指在實行RVSM運行的空域內(nèi)，在FL290至FL410（包含這兩個高度層）之間的垂直間隔標準由2000英尺縮小到1000英尺。高度層的增加對飛機的高度系統(tǒng)提出了更高的精度要求，且需要通過飛行試驗驗證。

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的高度測量誤差主要有靜壓源誤差、靜壓管路誤差、壓力測量和轉(zhuǎn)換誤差、理想靜壓源誤差修正和剩余靜壓源誤差等。RVSM適航關(guān)鍵技術(shù)包括：高度測量系統(tǒng)校準、RVSM試飛試驗點選取、高度測量系統(tǒng)誤差預(yù)算分配、RVSM臨界區(qū)域和蒙皮波紋度控制等。

對于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，RVSM臨界區(qū)域包括：

皮托管：可能由于探頭受損、探頭周邊維修、校正等因素受影響。

靜壓源端口：受飛機蒙皮褶皺的嚴重影響。此外，其精確度還受安裝的影響。

其他關(guān)鍵區(qū)域：所有其他外部的空氣數(shù)據(jù)處理設(shè)備。

RVSM 臨界區(qū)域研究的目的是獲得對應(yīng)不同的波紋度時，在探頭附近某一范圍內(nèi)，對靜壓孔位置局部靜壓的影響量有多少。CFD分析得出，飛機雷達罩與機身結(jié)合處的凸起足以導致飛行中的高度誤差。在靜壓源端口附近的亂流更將嚴重影響高度測量系統(tǒng)的精度。因此，需要專門的測量校準工具以測量蒙皮褶皺情況。蒙皮波紋度測量完成后，對波紋度數(shù)據(jù)進行數(shù)學分析并找出規(guī)律。再使用CFD 方法對不同波紋度的影響進行定量分析，找到滿足RVSM 誤差分配要求的蒙皮波紋度。

對于RVSM區(qū)域分塊的研究可以有效地支持不同區(qū)域內(nèi)蒙皮問題修復和維修方案的制定。在RVSM 區(qū)域內(nèi)，必須保證蒙皮波紋度以及大氣數(shù)據(jù)計算機在飛機運營生命周期內(nèi)都可以滿足RVSM 要求。需要針對RVSM 區(qū)域進行分塊研究，對不同蒙皮區(qū)域的要求不應(yīng)一樣，對于不同區(qū)域的維修方案也應(yīng)提出相應(yīng)的要求。相應(yīng)的要求需要落實在維修手冊、維修計劃文件以及結(jié)構(gòu)修理手冊中。

針對傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，蒙皮褶皺對靜壓測量影響很大，需要進行大量的蒙皮測繪工作和CFD分析，還需要制定維修方案，以確保飛機的高度誤差持續(xù)滿足RVSM的要求。而光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的測量是一種非接觸測量方式，完全不受飛機蒙皮等因素的影響，因此對于未來采用光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的運輸類飛機，進行RVSM適航審定試驗，則不要進行復雜的蒙皮褶皺測量和CFD分析，其RVSM的誤差分配將發(fā)生根本性的變化。

4 結(jié)束語

先進大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)被美國列入航空飛行器控制領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)[5]。光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)測量不受飛機機體擾流的干擾和迎角的限制。同時光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的探測裝置全部位于機體內(nèi)部，可以滿足軍用飛機的隱身要求和民用飛機的防鳥撞要求。本文介紹了光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的基本組成和工作原理，以及該系統(tǒng)在國內(nèi)外的發(fā)展現(xiàn)狀和應(yīng)用情況。通過對光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和現(xiàn)行民用航空規(guī)章的深入研究，分析了光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)對民用航空規(guī)章未來發(fā)展和現(xiàn)有適航審定試驗方法的影響，對于我國自行研制光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和制定相關(guān)標準很有意義。

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