■ 叢志民 王曉燕/凌云科技集團有限責任公司

1 故障情況

一架某型飛機用于對地面導航臺、塔康系統(tǒng)（TACAN-Tactical Air Navigation System）、儀表著陸系統(tǒng)、微波著陸系統(tǒng)等導航和著陸系統(tǒng)進行飛行校驗。在飛機試飛過程中，空勤人員反映氣壓高度表出現(xiàn)負指現(xiàn)象，具體表現(xiàn)為飛機降落過程中，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表指示數(shù)值不斷減小，在距離地面20m時，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表指示零高度；飛機落地時氣壓高度表指示-20m；飛機滑行剎車時，氣壓高度表指示持續(xù)減小，最大指到-25m左右；滑行約18s后，氣壓高度表指示回零。由于該飛機屬于第一次維修，沒有相同機型作為參考，暫時無法對該現(xiàn)象進行定論。因此，對該現(xiàn)象進行分析，及時找到產(chǎn)生該現(xiàn)象的原因，對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的使用具有重要的意義。

2 工作原理和原因分析

結(jié)合大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表工作原理，從該系統(tǒng)涉及的產(chǎn)品及飛機上相關傳感器等方面進行分析，該現(xiàn)象的產(chǎn)生可能與大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)相關產(chǎn)品失效、機上全靜壓系統(tǒng)管路方面故障、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身的輸出特性有關。結(jié)合本次飛機修理過程及大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作原理分析，認為產(chǎn)生該現(xiàn)象的原因可能為：1）大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作不正常；2）空速管個體差異；3）全靜壓系統(tǒng)管路堵塞，空速管進氣孔、漏水孔變形；4）大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身原因。為了確認具體的原因，按以上幾種可能性逐一進行分析驗證。

2.1 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)工作不正常

該飛機安裝的XAS-14大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由XSG-13G大氣數(shù)據(jù)計算機、ZG-1B氣壓高度表、ZKS-2空速指示器和GZW-2溫度傳感器等組成。大氣數(shù)據(jù)計算機接收來自飛機的靜壓和全壓、來自總溫傳感器的溫度信號以及來自氣壓高度表的場壓裝訂信號。大氣數(shù)據(jù)計算機可選擇兩條靜壓源誤差裝訂曲線，當構(gòu)型離散量輸入為“懸空”時，靜壓源誤差曲線同BGJ25-6B精密高度表所裝訂的曲線一致；當構(gòu)型離散量輸入為“地”時，靜壓源誤差曲線同BGJ25-6A精密高度表所裝訂的曲線一致。選用不同的裝訂曲線，在相同的輸入?yún)?shù)情況下，大氣數(shù)據(jù)計算機輸出的氣壓高度不同。

如果大氣數(shù)據(jù)計算機失效，其輸出的氣壓高度等參數(shù)將發(fā)生變化甚至無數(shù)據(jù)輸出。大氣數(shù)據(jù)計算機輸出3路ARINC429信號（包含2路高速和1路低速）、1路RS422信號到應答機和機上其他設備，其交聯(lián)關系如圖1所示。

圖1 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)交聯(lián)關系圖

ZG-1B氣壓高度表在微處理器的控制下，通過串行數(shù)字接口接收大氣數(shù)據(jù)計算機發(fā)送的ARINC429絕對氣壓高度信號，并采集場壓裝訂數(shù)輪輸出的數(shù)字編碼信號，這些信號經(jīng)過微處理器解算，得出飛機瞬時的氣壓高度，由驅(qū)動電路驅(qū)動步進電機轉(zhuǎn)動，通過減速器帶動指針和高度數(shù)輪轉(zhuǎn)動，指示出飛機的相對氣壓高度。氣壓高度表的場壓裝訂手柄通過傳動齒輪與場壓數(shù)輪相連。在氣壓高度表接通電源狀態(tài)下，轉(zhuǎn)動場壓裝訂手柄以調(diào)節(jié)場壓裝訂數(shù)輪的指示值，使氣壓高度表實現(xiàn)絕對氣壓高度測量和相對氣壓高度測量。當場壓數(shù)輪指示某一機場的場壓時，氣壓高度表指示相對于某一機場的相對氣壓高度。場壓裝訂數(shù)輪安裝的光電編碼電路可將場壓轉(zhuǎn)換成相應的編碼信號輸入微處理器，提高了場壓裝訂精度。氣壓高度表具有自檢測和故障告警功能，工作過程中能隨時進行自檢測，檢測結(jié)果通過告警旗指示。無故障時，告警旗收起；當高度測量系統(tǒng)故障或氣壓高度表本身故障時，告警旗落下。氣壓高度表失效將導致氣壓高數(shù)指示異常。在試飛過程中，起飛前轉(zhuǎn)動氣壓高度表的場壓裝訂手柄，使氣壓高度表指示機場的相對氣壓高度。驗證飛行過程時間短，場壓基本無變換，整個過程不需調(diào)整場壓裝訂手柄，起飛和降落過程中告警旗未出現(xiàn)，始終處于收起狀態(tài)，說明系統(tǒng)工作正常。

從上述原理分析得知，大氣數(shù)據(jù)計算機或氣壓高度表的失效都會造成氣壓高度表指示異常。將大氣數(shù)據(jù)計算機及氣壓高度表拆下檢測，按照技術規(guī)范規(guī)定的檢查點進行測試，各項指標均符合技術要求。由于測試是按照測試點的要求進行的，無法完全模擬飛機降落時的各項輸入?yún)?shù)，為了進一步驗證大氣數(shù)據(jù)計算機及氣壓高度表的輸出性能參數(shù)，采用更換產(chǎn)品的方式進行驗證。更換駕駛員一側(cè)的大氣數(shù)據(jù)計算機和氣壓高度表后進行飛行試驗，氣壓高度表指示現(xiàn)象未發(fā)生變化，因此排除上述兩種產(chǎn)品失效的可能。

2.2 空速管個體差異

該飛機安裝兩個GKY-10空速管，在飛機飛行時感受周圍的空氣靜壓和迎面氣流的總壓。氣流的靜壓是由位于空速管柱形面上的靜壓孔來感受的，靜壓孔距空速管的前端有足夠長的距離以避免受擾動氣流的影響。由于進廠修理時空速管銹蝕嚴重，無法進行修復，采用了換新處理。對比新空速管與飛機原裝空速管后發(fā)現(xiàn)，空速管上的整流環(huán)安裝位置前后存在差異。整流環(huán)安裝位置見圖2。

飛機下降過程中，因周圍的空氣不穩(wěn)定，氣流擾動可能對靜壓系統(tǒng)造成影響。如果空速管上整流環(huán)位置的變化會引起靜壓系統(tǒng)的壓力變化，導致大氣數(shù)據(jù)計算機采集到的靜壓隨之發(fā)生變化，那么氣壓高度表指示的相對氣壓高度也會發(fā)生相應的改變。為了驗證整流環(huán)位置不同是否對全靜壓系統(tǒng)的壓力造成影響，更換原機的空速管進行飛行驗證。氣壓高度表現(xiàn)象依舊，說明空速管整流環(huán)位置的細小差異對氣壓高度表指示幾乎無影響。因此，排除空速管個體差異的可能。

2.3 全靜壓系統(tǒng)管路影響

全靜壓系統(tǒng)用于感受飛機迎面氣流的全壓和外界大氣靜壓，并通過機上的全靜壓管路輸送給需要用全壓和靜壓的儀表和設備，全靜壓系統(tǒng)原理見圖3。在下列情況下需對全靜壓系統(tǒng)進行氣密性檢查：更換任何與全靜壓系統(tǒng)管路連接的儀表后；倒出沉淀器的冷凝液后；按照飛行員的要求，左右駕駛員儀表指示不同或其他不正常等情況。

圖2 整流環(huán)安裝位置圖

圖3 全靜壓系統(tǒng)原理圖

為了進一步分析全靜壓系統(tǒng)管路的影響，對全靜壓系統(tǒng)導管進行機上吹洗。對機上的全靜壓導管、各型轉(zhuǎn)接頭和沉淀槽四通等，先用抹布擦去表面灰塵，再用抹布蘸上汽油擦掉表面油污。檢查導管無銹痕、裂紋現(xiàn)象，用冷氣吹洗全靜壓導管、接頭和沉淀槽四通。對于左GKY-10空速管全壓系統(tǒng)，將左操縱臺上全壓轉(zhuǎn)換開關手柄放在“正?！蔽恢?。用氣密試驗設備向飛機左側(cè)空速管的全壓口加壓，在抽氣（放氣）或加壓（減壓）時，壓力變化速率應不大于1220m/min，儀表板上的空速指示器指到556±9km/h應停止加壓并保持，在此壓力下，1 min內(nèi)空速表指針下降不得超過2.8km/h，緩慢釋放左空速管全壓系統(tǒng)壓力。按照類似方法對右GKY-10空速管全壓系統(tǒng)、左右GKY-10 空速管靜壓系統(tǒng)進行檢查。檢查未發(fā)現(xiàn)異常，吹洗過程中未發(fā)現(xiàn)管路有堵塞現(xiàn)象，飛行驗證未發(fā)生變化，因此排除全靜壓管路堵塞的可能。

2.4 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身特性

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由大氣數(shù)據(jù)計算機、總溫傳感器、氣壓高度表和空速表等組成。大氣數(shù)據(jù)計算機接收大氣靜壓、全壓信號和總溫傳感器的溫度電阻信號，計算機通過信號處理解算出各種大氣參數(shù)，以ARINC429總線形式發(fā)送給氣壓高度表。氣壓高度表指示飛機相對于起飛、著落等基準點的氣壓高度。測量高度的基準面不同，所得出的飛行高度也不同。實際飛行中，應用最多的是相對高度和標準氣壓高度，起飛著陸時必須知道機場的相對高度，場外飛行和轉(zhuǎn)場時要用到標準氣壓高度。

由大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)原理可知，該大氣數(shù)據(jù)計算機有兩種裝訂曲線，當構(gòu)型離散量在懸空時，大氣數(shù)據(jù)計算機裝訂曲線為BGJ25-6B，當構(gòu)型離散量在接地時，大氣數(shù)據(jù)計算機裝訂曲線為BGJ25-6A，表1和表2為兩種裝訂曲線下的輸出參數(shù)技術指標。

為進一步分析原因，將飛行情況反饋給大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)制造廠，對該型大氣數(shù)據(jù)計算機輸入?yún)?shù)進行軟件模擬，模擬試驗結(jié)果如下。

模擬飛機空速從200km/h、氣壓高度從178m不斷降低的過程：當全壓與靜壓差值為14mmHg左右時，相對氣壓高度為0m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11.9mmHg左右時，相對氣壓高度為-15m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11.5mmHg左右時，相對氣壓高度為-19m左右，隨之持續(xù)下降；當全壓與靜壓差值為11mmHg左右時，相對氣壓高度為-24.58m左右，隨之持續(xù)下降。

表1 大氣數(shù)據(jù)計算機輸出精度（裝訂曲線為BGJ25-6B）

表2 大氣數(shù)據(jù)計算機輸出精度（裝訂曲線為BGJ25-6A）

模擬飛機降落地面進行滑行階段，此時氣壓高度變化很小，空速不停減?。寒斂账贋?47.68km/h、全壓與靜壓差值為8mmHg，相對氣壓高度為-3m左右，空速持續(xù)減?。划斂账贋?8.79km/h、全壓與靜壓差值為2.27mmHg，相對氣壓高度為-1.9m左右，空速持續(xù)減??；當空速為30.79km/h、全壓與靜壓差值為0.32mmHg，相對氣壓高度為-1.24m左右，空速持續(xù)減??；當空速為10.95km/h、全壓與靜壓差值為0.04mmHg，相對氣壓高度為-1.14m左右，直至飛機完全停止，飛機氣壓高度將變?yōu)?m。

通過軟件模擬飛機降落過程發(fā)現(xiàn)該系統(tǒng)存在氣壓高度表負指的現(xiàn)象。為進一步驗證氣壓高度表負指現(xiàn)象，利用內(nèi)場檢測設備對大氣數(shù)據(jù)計算機與氣壓高度表進行配套試驗，給定高度0km，速度從0km/h緩慢上升到300km/h，再從300km/h緩慢下降到0km/h。高度表的指示情況為：在構(gòu)型離散量懸空情況下，高度表最大指示-10m左右；在構(gòu)型離散量接地情況下，高度表最大指示-25m左右。

從上述軟件模擬和系統(tǒng)配套模擬結(jié)果分析得知，飛機在降落過程中，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣壓高度表回零后氣壓高度繼續(xù)減少，高度表指針負指到最大-25m左右，隨著飛機速度的降低，氣壓高度表指示慢慢回零，符合飛機降落時氣壓高度表負指的現(xiàn)象。該現(xiàn)象是由大氣數(shù)據(jù)計算機的裝訂曲線所決定的，由大氣數(shù)據(jù)計算機在整個高度測量范圍內(nèi)的動壓對其進行修正。因此，飛機降落時出現(xiàn)氣壓高度表負指既不是相關產(chǎn)品失效也不是全靜壓管路影響所致，而是大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身輸出的特性所決定的。

3 結(jié)束語

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)設計包絡線由飛機主機廠提供，系統(tǒng)研制廠按照飛機主機廠提供的數(shù)據(jù)進行設計生產(chǎn)。不同飛機的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的裝訂曲線不同，用內(nèi)場檢測設備進行檢查時，如果該系統(tǒng)沒有補償且沒有設置不補償選擇開關（或控制接口），檢測設備僅能檢測大氣數(shù)據(jù)計算機補償后的輸出參數(shù)，無法對不補償?shù)臄?shù)據(jù)進行檢查。因此，在對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出參數(shù)進行檢查時，必須明確測試狀態(tài)和輸入的參數(shù)，以及外場測試（補償）與內(nèi)場測試（補償或不補償）狀態(tài)的差別。

實踐證明，通過更換相關產(chǎn)品、試驗模擬等方法進行原因分析，驗證了氣壓高度表負指屬于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)本身輸出特性，該方法為大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)相關產(chǎn)品的使用和維護提供了一定的參考。