飛機高度、速度等儀表全靜壓系統(tǒng)五全靜壓系統(tǒng)：也就是空速管系統(tǒng)。它收集氣流的全壓和靜壓，并輸送給需要全壓和靜壓參數(shù)的儀表及有關(guān)設(shè)備。一、組成全靜壓管：全靜壓管(Pitot-staticTube)又叫空速管或皮托管，用來收集氣流的全壓和靜壓。全靜壓管包括全壓、靜壓和加溫部分，如圖所示。全靜壓管的一般結(jié)構(gòu)1.全靜壓管全靜壓系統(tǒng)：全壓部分用來收集氣流的全壓。全壓口位于管子的頭部，正對氣流方向?？諝饬髦寥珘嚎跁r，完全受阻，流速為零，因而得到氣流的全壓。全壓經(jīng)全壓室、全壓接頭和全壓導(dǎo)管進入儀表。全壓室下部有很小的排水孔，全壓室中凝結(jié)的水，可由排水孔泄掉。

靜壓部分用來收集氣流的靜壓。靜壓孔位于全靜壓管周圍沒有紊流的地方。靜壓經(jīng)靜壓室、靜壓接頭和靜壓導(dǎo)管進入儀表。全靜壓管為一流線型的管子，表面十分光滑，其目的是減弱對氣流的擾動，以便準確地收集靜壓。

加溫部分用來給全靜壓管加溫。加溫電阻通電時，能使全靜壓管內(nèi)部保持一定溫度，防止氣流中的水汽因氣溫降低而在管子中結(jié)冰，影響全靜壓管和有關(guān)儀表的正常工作。

現(xiàn)代飛機為了提高收集全、靜壓的可靠性和準確性，通常把全、靜壓收集器分離開，單獨設(shè)置全壓管和靜壓孔，分別收集氣流的全壓和靜壓。全壓管結(jié)構(gòu)圖靜壓孔2.全壓管和靜壓孔全、靜壓收集器都有防冰加熱裝置

全靜壓管和全壓管一般安裝在飛機機頭前部或其他氣流較平穩(wěn)的地方。靜壓孔通常設(shè)置在機身兩側(cè)紊流較小處，也有的(備用)選在非密封的設(shè)備艙內(nèi)。全壓管全壓管探頭運五全靜壓管的安裝

轉(zhuǎn)換開關(guān)是一個三通開關(guān)，用來轉(zhuǎn)換正常和備用全壓及靜壓，以提高系統(tǒng)工作的可靠性。如圖所示。轉(zhuǎn)換開關(guān)3.轉(zhuǎn)換開關(guān)

圖是TB-20飛機的全靜壓系統(tǒng)圖。它有一個全壓管，安裝在左機翼下部。它的兩個主用靜壓孔安在機身兩側(cè)，并聯(lián)在一起使用，可以減小飛機姿態(tài)改變則可能出現(xiàn)的誤差。它有一個備用靜壓孔，安裝在非密封的機艙內(nèi)。利用靜壓轉(zhuǎn)換活門，就能實現(xiàn)主用和備用靜壓的轉(zhuǎn)換。二.全靜壓系統(tǒng)介紹三、使用注意事項l.全靜壓管、全壓管和靜壓孔的布套和堵塞應(yīng)取下并檢查是否有臟物堵塞。這些布套和堵塞都有醒目的紅色標志，易于檢查。2.全靜壓管、全壓管和靜壓孔的電加溫，應(yīng)按規(guī)定進行檢查。由于地面沒有相對氣流散熱，通電檢查時間不能太長，一般不超過1-2min，以免燒壞加熱元件。3.全、靜壓轉(zhuǎn)換開關(guān)均應(yīng)放在"正常"位。(一)

飛行前檢查l.大、中型飛機應(yīng)在臨起飛前接通電加溫開關(guān);小型飛機則在可能結(jié)冰的條件下飛行時(如有霧、雨、雪等)接通電加溫。2當(dāng)“正?！比㈧o壓失效時，一般應(yīng)首先檢查電加溫是否正常。若電加溫不正常，應(yīng)設(shè)法恢復(fù)正常；如果"正常"全、靜壓仍不能有效工作，則應(yīng)將全壓或靜壓轉(zhuǎn)換開關(guān)放到"備用"位。3.如果全靜壓系統(tǒng)被堵塞而又沒有“備用”系統(tǒng)時，應(yīng)根據(jù)全靜壓系統(tǒng)儀表的工作原理正確判斷受影響的儀表，然后綜合應(yīng)用其他儀表，保證飛行安全。(二)空中使用四、全靜壓系統(tǒng)誤差第四節(jié)大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)

定義測量靜壓、動壓、總溫（及參與修正作用的迎角和氣源誤差），經(jīng)過解算裝置或計算機的運算，輸出大量的大氣數(shù)據(jù)信息。ADCS與分立式儀表相比，優(yōu)點有：延遲誤差小：計算速度快;能完善補償各種誤差；監(jiān)控能力強；能診斷故障源，便于維修;

重量輕，經(jīng)濟等。ADCS的組成：傳感器測量裝置具有可進行誤差修正和補償?shù)慕馑悴糠郑ń馑阊b置或計算機）座艙指示、顯示裝置及信號輸出裝置ADCS的分類：模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機混合式大氣數(shù)據(jù)計算機

4.1模擬式大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)

4.2數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機

數(shù)字式大氣計算機（DADC）可實現(xiàn):從各傳感器采集數(shù)據(jù)后進行運算處理、顯示及記錄，還可為自動飛行控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、發(fā)動機及其指示系統(tǒng)等提供所需的數(shù)據(jù)。

DADC以微處理機為核心，是典型的綜合測量系統(tǒng)。

DADC又是典型的實時測量系統(tǒng)。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的計算誤差非常小，它的應(yīng)用大大提高了系統(tǒng)的工作可靠性和使用壽命。

一、DADC的基本原理

數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機接收全壓、靜壓和總溫信號、迎角信號和氣壓校正信息，并根據(jù)這些信號計算出高度、計算空速、真空速、馬赫數(shù)、升降速率、和靜溫、動壓、全壓等，以ARINC429數(shù)據(jù)格式提供給各顯示部件、警告部件、飛行控制系統(tǒng)、飛行管理計算機及導(dǎo)航系統(tǒng)等。二、DADC的傳感器元件壓力傳感器壓阻式傳感器壓頻式傳感器角度傳感器迎角傳感器側(cè)滑角傳感器

壓阻式傳感器(壓阻效應(yīng))壓頻式傳感器氣流角度傳感器右圖為測量迎角(α)和側(cè)滑角(β)，通常將傳感器設(shè)計成能伸出到飛機外的氣流中，但安裝處應(yīng)無擾動氣流。常用的傳感器通常有兩種形式翼形傳感器由風(fēng)標、傳動機構(gòu)、信號轉(zhuǎn)換器、固定連接部分組成錐形傳感器由探頭、氣室、槳葉、角度變換器組成。三、DADC基本原理1）輸入接口：接收Pt、Ph、TAT、α等傳感器信號和氣壓校正信號。

2）多路轉(zhuǎn)換器：當(dāng)有多路信號輸入時，在系統(tǒng)的輸入端把排列在一起的各個信息按一定順序（時序或邏輯）分離開來，經(jīng)系統(tǒng)采樣，再送去進行數(shù)字化處理。3）微處理器（計算裝置）：程序存儲器：包含管理程序、大氣數(shù)據(jù)計算程序（實時）、自檢和故障監(jiān)控程序（非實時）。

CPU：協(xié)調(diào)控制各部件及加工處理信息。

4）輸出接口：將CPU依照程序算出的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)分別送到顯示儀表及控制系統(tǒng)等。信號輸出形式：串行數(shù)據(jù)輸出、并行數(shù)據(jù)輸出、交流模擬電壓輸出、直流模擬電壓輸出、同步信號輸出、離散開關(guān)輸出。四、壓力傳感器的誤差校正

壓力傳感器的輸出特性或多或少都具有非線性，因此必須對傳感器的特性進行校正，使校正后的傳感器輸出以規(guī)定的比例系數(shù)與實際輸入壓力成正比。數(shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機利用軟件校正法。其內(nèi)容包括：靜特性校正、溫度補償、靜壓源誤差校正。

1）傳感器的靜特性校正：由于同類型傳感器的靜特性不完全相等，故每個傳感器組件內(nèi)帶有一個存有修正信息的存儲器，由計算機通過適用于每個傳感器的特性校正程序?qū)ζ漭敵鲞M行修正，從而使各傳感器組件具有互換性。

2）傳感器的溫度補償由于傳感器的環(huán)境溫度對其測量值有一定影響，故需要通過微處理機根據(jù)溫度誤差與一些變量之間的函數(shù)關(guān)系，利用軟件算出溫度誤差的補償量。

3）靜壓源誤差校正(SSEC)

由于各型飛機的SSEC、υMO

、MMO的規(guī)律不同，故在大氣數(shù)據(jù)計算機的機殼后裝有一個插座，用來連接飛機對應(yīng)的SSEC、υMO

、MMO

存儲矩陣，以提高適應(yīng)性。

DADC利用軟件的查表方法對靜壓源誤差進行補償。五、電子飛行儀表顯示的數(shù)字大氣