机载电子设备-第二章_飞行状态参数测量3
通用航空飞机机载电子设备故障检测方法
142研究与探索Research and Exploration ·智能检测与诊断中国设备工程 2020.02 (上)通用航空飞机近年来性能上取得的巨大进步得益于越来越先进的航空电子设备。
相较于原来多使用机械结构进行控制的飞机来说，目前，航空通用飞机对机载电子设备的依赖性越来越高。
然而，机载电子设备虽然精密而灵敏，却极易发生故障和安全问题。
因此，在通用航空飞机进行使用的过程中定期对其机载电子设备进行检测，及时排除故障，能够排除潜在安全隐患以及最大程度保障相关人员的生命财产安全。
1 通用航空飞机机载电子设备概述当前市场对通用航空飞机的性能以及用途要求越加苛刻，通过给飞机装备先进的机载电子设备实现。
为了完成这个目标，使通用航空飞机的机载电子设备极为复杂，系统组成多样化。
比如，一套完整的通用飞机机载电子设备包括电源系统、传输系统、照明系统、压力系统、飞行姿态系统、飞行航行系统、真空系统、无线通信系统、导航系统以及火控系统等设备。
所以，就算仅对通用飞机机载电子设备进行检修和排查，也是一项工序繁杂且耗时较长的工作。
加上现在对通用航空飞机机载电子设备普遍还是采用人员手动进行维修检测，效率低下不说，还容易出现漏检或者误检的情况。
使用人工对通用航空飞机的机载电子设备进行维修检测还容易造成依靠经验多过依靠流程的情况，造成较为缺乏经验的维修员参与通用航空飞机机载电子设备的维修检测时不熟练且难解决问题的情况。
2 通用航空飞机机载电子设备故障检测方法2.1 基于操作流程的通用航空飞机机载电子设备故障检测方法这类方法主要以专业知识绝对强、职业素养绝对高的航空专家为主体，当需要对通用航空飞机机载电子设备进行检测维修时，进行检测维修的人员需要查询专家曾经的操作手法和经验，并以此为理论依据，对通用航空飞机机载电子设备进行分析，进而做到发现故障、排除故障。
这个方法进行广泛传播且大多数人员接受相关培训后会成为行业内人员的操作标准流程，有快速发现故障、操作过程便捷的优势。
《飞机仪表》第二章传感器原理
中央，盖住四个电极的 面积相等，导电液体盖 住四个电极的面积也相 等，因而四个电极经导 电液至中心电极的电阻 是相等的。
液体摆
原理： 倾斜时，气泡偏离
中央位置，盖住对应两 个电极的面积不再相等， 导电液体盖住这两个电 极的面积也不相等，被 液体盖住面积小的电极 至中心电极的电阻增大， 被液体盖住面积大的电 极至中心电极的电阻减 小。
1. 衔铁位于中间位置时，气隙、电感、感抗等相等， 输出电压为0； 2. 衔铁偏离中间位置时，与衔铁气隙减小的铁芯一 端线圈电感增大， 另一铁芯线圈电感减小，此时电 桥不平衡，有输出电压。
U s 2 U
U s 2 U
由公式可以看出来:电源 电压和初始间隙都确定 的情况下，输出电压与 衔铁位移量成正比，相 位与移动方向有关。
li
i Ai
li、 i、Ai——磁通通路的长度及对应的磁导率和截面积
Rm
li
i Ai
由于空气的磁阻Rm0远大于铁磁物质的磁阻，所 以略去铁芯的磁阻后可得：
Rm
li 2δ μi Ai μ0A0
因此线圈自感系 数可以写成：
L W2 μ0A0W2
Rm
2δ
x R m L
x R m L
基本概念
变形—外力导致的物体尺寸和形状的改 变。 弹性变形—外力消失后可以恢复原来状 态的变形。 弹性元件—具有弹性变形的物体。被测 参数→线/角位移。 弹性特性—外力与变形的关系。线性的 或者非线性的。
基本概念
刚度—弹性元件抵抗变形的能力 。 灵敏度—单位力产生变形的大小。
外力相同时，变形大的灵敏度高， 变形小的灵敏度低。
4. 弹簧管—弧状弹性金属管，开口端固 定，封闭端随管子移动。
民航概论课件第二章民用航空器之飞行仪表和电子装置
TCAS + SSR CONTROL
PANEL
LOWER TCAS ANTENNA
MODE S ANTENNA
交通警告避撞系统（TCAS）
电子综合仪表的传感部分
EXTERAL SENSORS
ADIRU
AIR DATA REFERENCE ( ADR)
INERTIAL REFERENCE ( IR )
FMC #2
黑匣子
• 驾驶舱语音记录器 • 飞行数据记录器 • 数据总线
近地警告系统（GPWS）
告警状况：
– 下降速度过大 – 相对地面接近速率过大 – 起飞或复飞爬高时襟翼
放的太小 – 飞机离地高度不够 – 进近时下偏下滑道 – 风切变
电传操纵（Fly-by-Wire）
飞机运动
飞机气动力
空气动力 力和力矩
驾驶杆 电信号传送
运 动 传 感 器
电 信 号
操纵面位 置指令
大气数据传感器
动作筒 动作筒位置反馈
操纵面
EFIS
Electronic Flight
Instrument System
Y/D
Yaw Damper
飞行管理系统
AUTOTHROTTLE
FCU
CREW CDU
AUTOPILOT
DISPLAYS
IRS
ADC
DME CLOCK
FMS
VOR
ILS
FUEL FLOW
RECORDERS
TOTAL FUEL
飞行管理系统
FMS Flight Management System
FMCS
Flight Management
Computer System
机载电子设备概论[1]
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机载电子设备概论[1]
航空仪表分类
o 按功用分：飞行仪表、发动机仪表和其它 设备仪表(导航仪表、系统状态仪表)。
o 按原理分：测量仪表、计算仪表、调节仪 表。
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机载电子设备概论[1]
航空仪表分类
o 测量仪表：用来测量飞机的各种运动参数， 这些仪表的特点是需测量的参量可直接或间 接测量获得；
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A320
机载电子设备概论[1]
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A320驾驶舱
机载电子设备概论[1]
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波音777-200L
机载电子设备概论[1]
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波音777-200L驾驶舱
机载电子设备概论[1]
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波音747 电子舱
机载电子设备概论[1]
机载电子设备的作用
GPS 卫星星座（示意图）
机载电子设备概论[1]
Hale Waihona Puke 机载电子设备发展回顾（10）
o GPS基于无源伪距测距原理，利用4颗卫星实 现距离（伪距）测量，即确定用户位置。
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机载电子设备概论[1]
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位置及 时间
测量距离
接收机 时钟偏差
GPS导航基本原理
机载电子设备概论[1]
机载电子设备分类
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Becker VHF机载无线电收发机
机载电子设备概论[1]
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陀螺（定轴性）
机载电子设备概论[1]
机载电子设备发展回顾（2）
o 至第一次世界大战，航空仪表主要包括：直 读式发动机转速表，润滑油温度和压力表， 空速表，高度表和罗盘。但这些仪表都不含 电子元件。
通用航空飞机机载电子设备故障检测方法
通用航空飞机机载电子设备故障检测方法摘要：通用航空飞机机载电子设备作为飞机的核心部件，其质量将会直接决定飞机的各项性能。
随着国民经济的高速发展，通用航空飞机的数量将会逐渐增多，这意味着机载电子设备故障问题将会变得更加频繁，通过加强故障检测技术，能够为通用航空飞机提供更好地运行环境。
本文通过对通用航空飞机机载电子设备进行分析，并提出个人看法，希望为关注机载电子设备故障检测的人群带来参考。
关键词：通用航空飞机；电子设备；故障检测引言通用航空飞机对于机载电子设备的依赖性非常大，只有机载电子设备能够在飞机飞行阶段始终保证各个功能的正常运转，才能够让飞机飞行变得更加顺利，而机载电子设备的故障检测则正是保证飞机飞行质量的关键。
因此，有必要对通用航空飞机的机载电子设备故障检测进行研究，以此来保证通用航空飞机的飞行安全性。
1.机载电子设备概述现如今针对通用航空飞机，向其用途与性能提出了更为严格的要求，通过装入机载电子设备达到。
为达到这一目的，促使该种设备相当复杂，系统构成多样化。
例如：健全的该种设备涉及诸多的系统，其中包括电源系统以及压力系统等。
因此，即便只对该种设备开展检修以及排查，也属于一种相当繁杂、需要一定时间的工作。
再加上一般采取手动的方式，来对该种设备开展检修，工作效率不高，还极有可能发生漏检的现象。
通过人工来检查与维修该设备，还可能导致这样的情况，即：侧重于凭借经验，而忽视流程，导致经验不足的维修人员在参加设备检测时出现不够熟练、无法处理问题的现象。
2.设备排故程序（1）了解故障情况。
仔细检查与分析故障情况，以及出现故障的部位，对该种设备越熟悉，则获得的效果就越可观。
借助各种各样的现代化仪器及探测方式来检测，将经验同科技充分融合，进一步了解故障情况。
（2）制订排故方案。
在分析该种设备之后，需要第一时间开展会议，交流详细的操作方案，其中，总结集体意见，全方位考虑导致事故的因素，且做到对症下药，切实提高工作效率。
第二章 第三节
测距
飞机上最常用的无线电 测距装置有无线电高度 表和无线电测距机 (DME)。 利用飞机和地面测距台 之间的无线电波往返所 用去的时间来测定飞机 和测距台之间的距离。
测距机（DME）
• 机载测距机发出频率在1025~1150兆赫间 的询问脉冲，地面测距台接收到这些脉 冲信号后就发出应答脉冲，机载的测距 器接收后比较询问脉冲和应答脉冲之间 的时间间隔，计算出飞机和地面测距台 之间的斜距。
3)惯性基准系统
飞行控制仪表的第三类是惯性基准系统，本系统可提供 一套精确的飞机姿态数据，如位置、倾斜、航向、速度和 加速度等，实现了飞机导航、控制及显示一体化。 • 本系统分为两大组成部分，一种是电子飞行仪表系统 (包括电子水平状态指示器、电子姿态指引仪、符号发生 器及方式控制面板、信号仪表选择板等)，另一种是发动 机指示与机组警告系统，可以显示发动机的参数并对其进 行白动监控，如出现工作异常情况会发出警告并记录一下 故障时的系统参数。
2、绝对高度（海平面气压高度QNH） • 以当地实际海平面的气压数据作为高度的 基准面，飞机高度表上表示出来的高度就 是飞机的实际海拔高度 。想要得到飞机与 下方地面间的真实高度，就用海平面气压 高度减去由航图上查到的这一位置的标高。 • 爬升和下降阶段使用
3、标准气压高度（ISA） • 以国际标准大气的基准面得到的高度称为 标准气压高度 。（大气压力为760毫米汞柱 高，温度为15℃） • 巡航阶段使用
• •
②地平仪 也叫姿态指示器，用来指示飞机与地平 面之间的相对关系，即指示飞机的俯仰和 倾斜角度。表上有一条人工地平线，由于 云、能见度降低或黑暗使自然地平线被遮 挡时，它能提供极大的帮助。地平仪是唯 一能够既提供俯仰数据又提供倾斜数据的 飞行仪表。 地平仪准确性极高，微小的俯仰和倾斜变 化都能测出来，如图2. 41所示。
民航机载电子设备与系统(第2章)
VSI显示是有滞后的，不能仅以VSI读数判断飞机某一瞬间正常上升 还是下降，尤其是在低空作机动飞行时。应以舱外景物和高度表读 数为主，VSI读数为辅作判断。当飞机作较长时间稳定爬升或下降 时，可用VSI读数估算爬升/下降一定高度差所需时间和飞行距离。
~金城学院民航电子电气专业~
第二节 气压高度表(续)
飞机在飞行中使用的飞行高度有以下四种：
相对高度：飞机从空中到某一既定的 机场地面的垂直距离，飞机起落时必须 测量相对高度； 真实高度：飞机从空中到正下方地面 上顶的垂直距离，飞机起飞、进近、着 陆时必须测量真实高度；用无线电高度 表指示。
~金城学院民航电子电气专业~
由来：大气参数随着地理位置、离地面高度和 季节等的变化，飞机的空气动力和飞行性能 随之变化。
为了确定比较飞机的飞行性能必须 按同一标准大气物理性质进行换算。 各种飞行参数的测量仪表 都按标准大气设计出来的
提出：
国际标准大气
地球北纬35~60度地区的平均大气数据接近， 实际上把这些平均数值加以修正得出的。 广州 上海 北京 和标准大气规定的气温差不多 比标准大气规定的气温高
1、飞机平飞，内外膜盒压力相 等，仪表指示为“0”。 2、高度增加，大气压逐渐降低，膜盒 内压力下降比表壳内下降快，膜盒收缩， 飞机指示上升速度。 3、高度下降，大气压逐渐升高，膜盒 内压力升高比表壳内升高快，膜盒膨胀， 飞机指示垂直下降速度。
三、影响升降速度表指示的各 种因素
飞机电气设备二25页PPT
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第二节 发动机起动控制
一、发动机起动电气控制的任务 发动机从静止状态加速到慢车转速的过程，称为发动机
的起动过程。在这期间，先由外界动力装置把发动机加速 到独立工作转速，再完全依靠发动机自身的动力将其加速 到慢车转速。
发动机起动控制的任务就是使发动机由静止状态加速到 独立工作转速。
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二、主要电气设备
（一）起动机 起动机是动力装置，用来带动发动机转子加速旋转。 1.起动电动机 作为起动机用，在发动机起动时，带动发动机转子加速 转动。 2.起动发电机 有两种工作状态：起动发动机时，处于电动机状态；当 发动机起动完毕进入慢车工作状态时，处于发电机状态。
3.空气起动机
4.电能变换设备笨重、效率较低。 （二）交流电源系统的形式
1.变频交流电源系统
发动机
发电机
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2.恒速恒频交流电源系统
发动机
恒装传动装置
发电机
(1)电磁机械式恒速传动装置 (2)液压机械式恒速传动装置
(3)气动机械式恒速传动装置 3.变速恒频交流电源系统
发动机
发电机
频率变换装置
t
Q idt 0
容量受环境温度高低、放电电流大小等放电条件的影响。 环境温度低、放电电流大，则容量小。
蓄电池供电能力是有限的。放电时，一旦把所贮存能量 放光，它就不能继续供电。
5.常遇故障 （1）自放电；（2）极板硬化；（3）漏电解液。
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(三)发电机电压调节器 1.功 用 当发电机的转速、负载电流变化时，自动调节发电机激 磁电流，以保持发电机电压基本恒定。
2023年电子飞行仪表系统知识点
电子飞行仪表系统课程知识点1、航空仪表担负着测量飞机飞行状态参数的重担, 是操作飞机实现安全可靠飞行所必不可少的重要设备。
众多飞机测量参数中, 根据描述功能的不同分为两类：一类是用于描述飞机飞行状态的擦数（如：飞行字体参数、航向参数、大气数据参数、自动飞行系统的状态参数, 用于测量这些参数的仪表称为飞行仪表或航行仪表）；另一类用于描述飞机上各机载系统工作运转情况的参数（涉及发动机状态参数、电源、氧气、增压等其他系统的监测参数及告警参数等, 相应的仪表归类为发动机系统参数和告警仪表和其他机载设备（装置）仪表）。
航空仪表按功能分为三类: 飞行仪表、发动机仪表、其他系统的监控仪表。
按工作原理分为三类: 测量仪表、计算仪表、调节仪表。
测量仪表可以用来测量飞机的各种运营参数和机载系统状态参数, 如发动机工作参数——压力比, 飞行运营参数——空速等。
2、计算仪表指飞机上的一些领航（或称导航）和系统性能方面的计算仪表, 如自动领航仪、惯性导航系统、飞行管理计算机系统等。
3、调节仪表是指机载的某些特定自动控制系统, 在机务维修工作中仍由仪表或电子专业人员负责, 如自动驾驶仪、马赫配平系统等。
以下一些飞行参数的定义:真航向: 指真北（地球经线方向）沿顺时针方向与飞机纵轴在水平面的投影之间的夹角。
磁航向: 指磁北（磁子午线北端方向）沿顺时针方向与飞机纵轴在水平面的投影之间的夹角。
真航迹角: 真北与地速矢量VS之间沿顺时针方向的夹角。
地速: 是风速和空速VTAS的矢量和, 它是飞机相对地面的实际运动速度, 它的方向是飞机的航迹方向。
空速：是飞机相对气流的运动速度。
假如飞机有侧滑飞行, 则空速与飞机纵轴在水平的夹角为侧滑角。
电台方位: 以飞机所在位置为基准点观测地面电台时, 飞机位置处真北顺时针量到飞机与电台连线的角度。
飞机方位角则是以电台为基准观测飞机时, 电台处真北顺时针量到电台与飞机连线之间的夹角。
相对方位: 指的是飞机纵轴在水平面的投影顺时针转到飞机与电台连线的角度。
航空机载设备电质量测试方法
航空机载设备电源质量测试方法MIL-STD-704标准用于考察航空电子设备与军用飞机供电设备之间的兼容性。
它定义了军用飞机上电子设备电源输入端口上的特性要求。
军用飞机上的供电系统必须按照MIL-STD-704标准的要求为电子设备供电，同时军用飞机上的电子设备在规定的电源质量条件下必须能够正常工作。
美军标704测试指南分为8个部分，第一部分是关于兼容性测试，电源分类，军用飞机电气工作条件及电子设备规格的一般性指导。
第2-8部分为对应各类供电类型的电子设备所进行的兼容性测试指南。
机载电子设备电源主要分为以下几类：单相/三相交流，400Hz，115V单相/三相变频交流，115V单相交流，60Hz，115V直流，28V/270VMIL-STD-704详细说明了六种电气工作状态：1、正常工作状态2、电源中断（转换）状态3、非正常供电状态4、应急供电状态5、启动状态6、电源故障状态以下详细介绍这六种状态：正常工作状态：在正常负载条件下，军用飞机电气系统中各项功能均可正常实现。
军用飞机电气负载可以为电阻性，电感性，轻微容性，非线性，开关性质的以及脉冲性质的。
发动机的冲击电流和电源的冲击电流都是在正常的负载条件下的。
在正常工作状态下，所有电子设备必须能在性能和功能两个方面满足要求。
电源中断（转换）状态：当电气负载在供电电源之间转换时，就会发生电源中断。
对于交流系统，转换可以发生在外接地面电源、外接辅助电源，接入多功能军用飞机交流发电机或变换器；对于直流系统，转换可以发生在外接地面电源，外接辅助电源，外接多功能军用飞机直流发电机，直流变换器或变压整流器之间，在上述状态下军用飞机电气系统应当能正常运行。
非正常供电状态：当军用飞机电气系统中发生故障时，即进入非正常供电状态。
非正常供电状态可能在保护装置动作消除故障之前的短暂时间内持续存在，也可能持续一段更长时间。
非正常供电状态会有过压，欠压，过频及欠频状态。
能够导致非正常供电状态的故障有：发电机控制单元故障●发电机故障，绕组损坏，失磁等●线路以及电流接触器故障●电气过载●短路应急供电状态：应急供电状态是指主供电电源失效并且军用飞机电气系统在有限容量的备用电源供电时的一种工作状态。
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4. 迎角和侧滑角测量（4）
Байду номын сангаас
迎角和侧滑角的组合传感器
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4. 迎角和侧滑角测量（5）
零压式传感器 由差压管和压力传感器构成。
气流
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4. 迎角和侧滑角测量（6）
可以测量阻滞压力、迎角、侧滑角。在差 压管轴线对称地上下和左右各开有两对孔， 当差压管轴线与气流方向一致，孔1、3和2、 4引入的压力均相等，压差 ∆p = p1 − p3 = p2 − p4 = 0 当有仰角时，压力 p2, p4不再相等； （当有侧滑角，压力 p , p3不再相等；） 1 压差 ∆p的数值取决于迎角（侧滑角）。
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2.3.1 马赫数测量原理
当飞行速度小于音速，根据前面的推导
qc k −1 2 = 1+ M −1 a ps 2 k =1.4代入，则 qc = 1+0.2M 2 3.5 −1 a ps 当飞行速度大于音速，可推出
k k− 1
(
)
qc 166.922M a = −1 2 2.5 ps (7M −1 a )
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迎角指示
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升降速指示器
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2.5 地速测量
测量地速的方法之一： 根据测出的空速和航向角，在给定风速和风 向条件下，利用速度三角形算出地速。
空速 风向角 航向角 偏 流 角 风速 地速
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4. 迎角和侧滑角测量（1）
迎角：飞机纵轴与迎面气流间的夹角； 侧滑角：飞机横轴与侧向气流间的夹角。
迎角 空速 升降 速度 侧滑 速度 侧滑角
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2.4 升降速度测量（1）
升降速度 vy （垂直速度）为单位时间内飞 行高度的变化量，即 dH vy = dt 测量升降速度的方法：
测量飞机垂直于地面的线加速度，再积分； 基于多普勒效应的测量； 测量飞行高度，再微分； 测量大气压力变化量，即得到飞行高度的变化 量。
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扇齿
毛细管
开口 膜盒 静 压
5
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马赫数指示器
6
2.3.2 机械式马赫数表（1）
扇齿 拨杆
开口 膜盒
真空膜盒
7
2.3.2 机械式马赫数表（2）
在结构上，与机械式组合空速表的空速测 量部分类似；主要区别为真空膜盒的特征 曲线不同： 标准大气条件下的对流层中，静压减小时， 气温跟着降低，马赫数与气温无关，而真 空速与气温有关（气温降低，真空速减 小），所以在动压保持不变的条件下，按 相同数值减小静压时，马赫数比真空速增 大得快。
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2.4 升降速度测量（3）
由此，膜盒内外产生压力差。受此压力差 作用，膜盒变形，通过传动机构可使仪表 指针指示该变化。当表壳内外的气压变化 率相等，膜盒变形量一定，指针指示一定 的升降速率。 当飞机转入水平飞行时，飞机外部的大气 静压不变，表壳内的压力通过毛细管逐步 恢复到与大气静压相等，指针逐渐回到零 点。
地速
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4. 迎角和侧滑角测量（2）
旋转风标式传感器 由一个具有对称剖面的翼形叶片和角度变换 器构成。
气流
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4. 迎角和侧滑角测量（3）
当叶片中心线与气流方向平行（无迎角 时），气动力对叶片上下面产生的压力相 等，叶片不会旋转。 当飞机以某迎角飞行时，由于作用于叶片 上下面的气动力不等而产生差压，此差压 使叶片相对于飞机而旋转，直到其中心线 与气流方向一致为止，此时，叶片旋转的 角度与迎角相等。旋转的角度可用任何角 度变换器变换成电信号。
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2.4 升降速度测量（4）
当飞机上升，外界气压不断减小，膜盒内 与表壳中空气同时向外流动。膜盒内的空 气通过粗导管能够迅速与外界保持平衡。 表壳中空气通过毛细管，气流受阻滞，流 动较慢，气压减少较慢，高于外界气压， 产生压力差。飞机上升越快，压力差越大。 受此压力差作用，膜盒收缩；使指针上指， 表示上升。 当飞机下降，上述情况相反，膜盒膨胀， 使指针下指，表示飞机下降。
第二章 飞行状态参数测量
2009 . 10 . 11
主要内容
概述 飞行高度测量 飞行速度测量 迎角和侧滑角测量 大气数据计算机
2
2. 飞行速度测量
飞行速度的种类 空速测量 马赫数测量 升降速度测量 地速测量
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2.3 马赫数测量（1）
飞机在接近音速飞行时，飞机的某些部分 会出现局部激波，使阻力急剧增加，飞机 的稳定性和操纵性变差，甚至产生激波失 速。此时，马赫数指示具有与低速飞行时 的指示空速类似的作用：使飞行员直接了 解动压状态。 根据真实空速与动压、静压、静温的关系 以及音速与静温的关系，可以推出马赫数 是动压和静压的函数。
压力式升降速度表原理结构
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2.4 升降速度测量（2）
表壳中设一个极灵敏的开口膜盒，经过内 径较大的导管与大气相通，飞机上升或下 降时，膜盒中的压力随外界大气压力（静 压）同时改变。 膜盒外的空气经过一个内径很小的毛细管 与大气相通，由于毛细管对空气的阻滞作 用，飞机上升或下降时，膜盒外的气压变 化较慢。