專利名稱：一種大氣數(shù)據(jù)計算機及其實現(xiàn)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空電子領(lǐng)域，更具體的說是涉及一種大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)及其實現(xiàn)方法。
背景技術(shù)：
大氣數(shù)據(jù)計算機用于飛機飛行的控制和導(dǎo)航，能夠給飛機提供大氣總溫數(shù)據(jù)、大氣靜溫數(shù)據(jù)、大氣靜壓數(shù)據(jù)、大氣全壓數(shù)據(jù)、氣壓高度數(shù)據(jù)、真空速數(shù)據(jù)、指示空速數(shù)據(jù)、馬赫數(shù)、氣流方向、升降速度和相對高度數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)統(tǒng)稱為大氣數(shù)據(jù)。其中，大氣總溫是指飛機飛行中大氣被壓縮后駐點處的大氣溫度；大氣靜溫是指飛機飛行中周圍未受擾動的大氣溫度；大氣靜壓是理想的不可壓縮的氣體作用在單位面積上的力；大氣動壓是理想的不可壓縮的氣體到達駐點時作用在單位面積上的力；大氣全壓是靜壓和動壓之和；氣壓高度是指飛機距標準氣壓平面的高度，其中，標準氣壓平面指標準狀態(tài)為760mmHg、溫度為觀8. 15K、密度為1. 225kg/m3的平均海平面；真空速是指飛機相對迎面氣流的速度；指示空速是指將真空速歸化到海平面的值，即不考慮大氣密度隨高度的變化，將靜壓和氣溫都看成常數(shù)，分別等于海平面標準大氣的靜壓和氣溫，通過測量動壓而得到的空速；馬赫數(shù)是飛機真空速與所在高度的音速之比；升降速度是指每秒鐘氣壓高度的變化速度；相對高度是指飛機相對于起飛前的機場的氣壓高度。目前，國內(nèi)使用的大氣數(shù)據(jù)計算機主要由中航集團161廠和221廠生產(chǎn)，其技術(shù)一直處于保密狀態(tài)，相關(guān)的信息不得而知。根據(jù)國防工業(yè)出版社于1992年出版的《大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)》(肖建德編)的介紹，國外目前使用的大氣數(shù)據(jù)計算機分為模擬大氣數(shù)據(jù)計算機和數(shù)字大氣數(shù)據(jù)計算機。其中，模擬大氣數(shù)據(jù)計算機主要采用機械式和模擬電路的方式實現(xiàn)對大氣數(shù)據(jù)的測量；數(shù)字大氣數(shù)據(jù)計算機主要采用一片16位的Z8002微處理器作為核心部件，用數(shù)字處理的方式實現(xiàn)對大氣數(shù)據(jù)的測量。根據(jù)外場試驗發(fā)現(xiàn)，國內(nèi)目前使用的大氣數(shù)據(jù)計算機體積和重量較大，低空氣壓高度數(shù)據(jù)跳變的幅度較大，數(shù)據(jù)處理的時間較長。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服國內(nèi)目前使用的大氣數(shù)據(jù)計算機體積和重量較大、低空氣壓高度數(shù)據(jù)跳變的幅度較大、數(shù)據(jù)處理的時間較長的缺點，提供一種利用現(xiàn)代集成度高、運算速度快的數(shù)字電路集構(gòu)成的大氣數(shù)據(jù)計算機及其實現(xiàn)方法。本發(fā)明解決上述技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案為大氣數(shù)據(jù)計算機包括氣壓傳感器組件和數(shù)字信號處理組件這兩個基本的功能模塊，其中，氣壓傳感器組件包括全壓傳感器、 靜壓傳感器和第一微處理器，第一微處理器能對采樣數(shù)據(jù)進行溫度補償；數(shù)字信號處理組件包括第二微處理器，該第二微處理器通過選通信號，分時接收氣壓傳感器組件輸出的靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，以及溫度傳感器輸出的實測溫度數(shù)據(jù)。
氣流方向傳感器可以作為用戶的選配件，在此基礎(chǔ)上還可以增加GPS接收機組件，該GPS接收機組件包括GPS接收機天線、高頻饋線電纜和GPS接收機板。在飛機的外面安裝全壓管、靜壓管、溫度傳感器以及氣流方向傳感器，其中，全壓管和靜壓管在飛機內(nèi)部通過軟管或硬管分別連接大氣數(shù)據(jù)計算機外殼上的全壓連接器和靜壓連接器，保證外部的氣壓傳導(dǎo)到全壓傳感器和靜壓傳感器，溫度傳感器和氣流方向傳感器分別通過導(dǎo)線或電纜連接數(shù)字信號處理組件。其中，全壓管是開口向著飛機飛行方向的金屬管，靜壓管是開口向著飛機側(cè)面或后面的金屬管，軟管可采用橡皮管，硬管可采用鋁塑管。第二微處理器分時接收氣壓傳感器組件輸出的靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)、溫度傳感器輸出的實測溫度數(shù)據(jù)、氣流方向傳感器輸出的氣流方向數(shù)據(jù)，以及飛機導(dǎo)航計算機輸出的機場氣壓數(shù)據(jù)，利用數(shù)學(xué)公式對這些數(shù)據(jù)進行計算和處理，可以得到大氣總溫、大氣靜溫、 大氣靜壓、大氣全壓、氣壓高度、真空速、指示空速、升降速度、相對高度和氣流方向角度，再將得到的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成RS422格式的數(shù)據(jù)，通過一路RS422串行接口發(fā)送給工控機或其它需要這些數(shù)據(jù)的交聯(lián)設(shè)備。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點本發(fā)明采用現(xiàn)代集成度高、運算速度快的數(shù)字電路，取代大量的模擬分離器件，將大氣數(shù)據(jù)計算機的氣壓傳感器部分和處理器電路部分做成兩個基本的功能模塊，每個功能模塊用一片微處理器進行處理，既提高了信號處理的實時性，減小了低空氣壓高度數(shù)據(jù)跳變的幅度，又減小了系統(tǒng)的體積、重量和功耗、增加了系統(tǒng)的擴展性。本發(fā)明達到了大氣數(shù)據(jù)計算機所要實現(xiàn)的功能，能夠輸出大氣總溫數(shù)據(jù)、大氣靜溫數(shù)據(jù)、大氣靜壓數(shù)據(jù)、大氣全壓數(shù)據(jù)、氣壓高度數(shù)據(jù)、真空速數(shù)據(jù)、指示空速數(shù)據(jù)、升降速度、氣流方向角度數(shù)據(jù)和相對高度數(shù)據(jù)，其中氣壓高度數(shù)據(jù)誤差為0m IOOOm為8m， 1000m 15000m為1 %，輸出數(shù)據(jù)刷新率為彡50ms，整個大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)的體積為 187. 4mmX 165mmX34mm,重量小于 1kg，功耗小于 10W。


圖1是本發(fā)明的總體結(jié)構(gòu)框圖；圖2是本發(fā)明內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖；圖3是本發(fā)明氣壓傳感器組件的結(jié)構(gòu)框圖；圖4是本發(fā)明數(shù)字信號處理組件的結(jié)構(gòu)框圖；圖5是本發(fā)明的工作流程框圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明作進一步的詳細描述。參照圖1，氣壓傳感器組件和數(shù)字信號處理器組件構(gòu)成了本發(fā)明大氣數(shù)據(jù)計算機的兩個基本的功能模塊，是本發(fā)明的基本配置。氣流方向傳感器可以作為用戶的選配件，在此基礎(chǔ)上還可以增加GPS接收機組件，包括GPS接收天線、高頻饋線電纜和GPS接收機板。全壓管、靜壓管、溫度傳感器以及氣流方向傳感器均安裝在飛機的外面，其中，全壓管是開口向著飛機飛行方向的金屬管，靜壓管是開口向著飛機側(cè)面或后面的金屬管，全壓管和靜壓管在飛機內(nèi)部通過軟管如橡皮管，或者硬管如鋁塑管分別連接大氣數(shù)據(jù)計算機外殼上的全壓連接器和靜壓連接器，保證外部的氣壓傳導(dǎo)到全壓傳感器和靜壓傳感器，溫度傳感器和氣流方向傳感器分別通過導(dǎo)線或電纜連接數(shù)字信號處理器組件。圖2是本發(fā)明大氣數(shù)據(jù)計算機內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖，在大氣數(shù)據(jù)計算機外殼上裝有低頻插座和全壓連接器、靜壓連接器，其中，低頻插座用于外部供電和測試，并可作為與外部進行數(shù)據(jù)傳輸?shù)亩丝?；大氣數(shù)據(jù)計算機內(nèi)部裝一塊印制板，即大氣數(shù)據(jù)計算機主機板，通過帶狀電纜與氣壓傳感器組件相連。參照圖3，氣壓傳感器組件中采用了高精度的靜壓傳感器和全壓傳感器，其中，靜壓傳感器是一個表壓傳感器，在101. 325 X IO3帕?xí)r輸出的數(shù)據(jù)接近0，隨著氣壓的下降輸出數(shù)據(jù)逐漸變大，將其與靜壓連接器相連，輸出靜壓模擬信號；全壓傳感器是一個差壓式絕壓傳感器，其輸入一端為全壓，另一端為靜壓，輸出數(shù)據(jù)為動壓數(shù)據(jù)，當全壓與靜壓相等時，動壓為0，則輸出數(shù)據(jù)接近0，隨著全壓與靜壓的差值變大，輸出數(shù)據(jù)逐漸變大，將其第一輸入端連接靜壓連接器，第二輸入端連接全壓連接器，輸出動壓模擬信號；氣壓傳感器組件還包括放大器、多路開關(guān)和高精度的A/D轉(zhuǎn)換器，對靜壓模擬信號和動壓模擬信號依次進行放大、選通和A/D轉(zhuǎn)換后，送入氣壓傳感器組件的處理器，該處理器對接收到的采樣數(shù)據(jù)進行比較細致的校準和溫度補償，使獲得的靜壓值和動壓值更加接近真值，并處理成32 位并行數(shù)字信號，通過并口輸出。氣壓傳感器組件輸出的靜壓數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成十進制數(shù)后等于 101. 325X 103帕減去靜壓，輸出的動壓數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成十進制數(shù)后等于動壓。該氣壓傳感器組件的數(shù)據(jù)遲滯時間彡10ms，精度為0. 25%，具備溫度補償和校準功能，功耗不大于1. 7W。參照圖4，將與工控機連接的RS232接口作為處理器組件的測試接口或激勵接口， 當激勵控制信號有效時，可以通過工控機的界面人工輸入溫度數(shù)據(jù)、大氣靜壓、大氣動壓、 機場氣壓和氣流方向，工控機通過RS232串口把這些數(shù)據(jù)送到處理器電路中的CPU，利用相應(yīng)的數(shù)學(xué)公式對這些數(shù)據(jù)進行計算和處理，得到大氣總溫、大氣靜溫、大氣靜壓、大氣全壓、 氣壓高度、真空速、指示空速、升降速度、相對高度和氣流方向角度，再將得到的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成 RS422格式的數(shù)據(jù)，通過一路RS422串行接口發(fā)送給需要這些數(shù)據(jù)的設(shè)備；當激勵控制信號無效時，處理器組件通過選通信號S讀氣壓傳感器組件的靜壓數(shù)據(jù)，通過選通信號P讀氣壓傳感器組件的動壓數(shù)據(jù)。BUSY為氣壓傳感器組件的繁忙信號，該信號為“0”時，允許外部讀取氣壓數(shù)據(jù)；該信號為“ 1，，時，表示正在進行數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換，不允許外部讀取氣壓數(shù)據(jù)。恒溫恒流源電路給溫度傳感器提供一個穩(wěn)定的電流源，溫度傳感器輸出信號經(jīng)過放大后，經(jīng)處理器電路選通，通過多路開關(guān)和A/D轉(zhuǎn)換后送給CPU。當用戶選配了氣流方向傳感器時，氣流方向傳感器輸出的左攻角、右攻角和側(cè)滑角信號經(jīng)過模擬信號調(diào)節(jié)器轉(zhuǎn)換后，經(jīng)處理器電路選通，通過多路開關(guān)和A/D轉(zhuǎn)換后送給 CPU。處理器電路中的CPU分時接收到氣壓傳感器組件的靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)、溫度傳感器的實測溫度數(shù)據(jù)、氣流方向數(shù)據(jù)(左攻角、右攻角、側(cè)滑角)以及飛機導(dǎo)航計算機給的機場氣壓數(shù)據(jù)后，按照數(shù)學(xué)公式對這些數(shù)據(jù)進行計算和處理，得到大氣總溫、大氣靜溫、大氣靜壓、大氣全壓、氣壓高度、真空速、指示空速、升降速度、相對高度和氣流方向角度，再將得到的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成RS422格式的數(shù)據(jù)，通過一路RS422串行接口發(fā)送給需要這些數(shù)據(jù)的交聯(lián)設(shè)備。
與CPU連接的輸入并行擴展接口是用來與GPS接收機組件中的GPS接收機板連接的，因GPS測得的海拔高度與大氣數(shù)據(jù)計算機測得的氣壓高度有相通之處，可以通過比對 GPS測得的機場的海拔高度和大氣數(shù)據(jù)計算機測得的氣壓高度，修正大氣數(shù)據(jù)計算機輸出的相對高度，再通過修正后的相對高度進一步修定氣壓高度，從而使大氣數(shù)據(jù)計算機可擴展為既能夠輸出高精度的氣壓高度和相對高度，又能夠具備GPS的定位功能。在進行數(shù)據(jù)處理與計算時，所用到的數(shù)學(xué)公式有1)氣壓高度計算公式Hp 彡 11000m，
權(quán)利要求
1.一種大氣數(shù)據(jù)計算機，包括氣壓傳感器組件和數(shù)字信號處理組件，其特征在于，所述氣壓傳感器組件包括全壓傳感器、靜壓傳感器和第一微處理器；所述數(shù)字信號處理組件包括第二微處理器，所述第二微處理器通過選通信號，分時接收氣壓傳感器組件輸出的靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，以及溫度傳感器輸出的實測溫度數(shù)據(jù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述靜壓傳感器和全壓傳感器輸出的模擬信號經(jīng)過放大、選通和A/D轉(zhuǎn)換后，送入所述第一微處理器，經(jīng)所述第一微處理器處理后，得到所述靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，并通過并口從所述氣壓傳感器組件輸出。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述數(shù)字信號處理組件與氣流方向傳感器連接，接收所述氣流方向傳感器輸入的模擬信號，經(jīng)過模擬信號調(diào)節(jié)、選通和 A/D轉(zhuǎn)換后，由所述第二微處理器通過所述選通信號分時接收。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述大氣數(shù)據(jù)計算機還包括 GPS接收機組件，所述GPS接收機組件包括GPS接收天線、高頻饋線電纜和GPS接收機板； 所述GPS接收機板與所述數(shù)字信號處理組件中的并行擴展接口連接。
5.根據(jù)前述權(quán)利要求之一所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述大氣數(shù)據(jù)計算機的外殼上裝有靜壓連接器和全壓連接器，所述靜壓傳感器連接所述靜壓連接器，所述全壓傳感器的第一輸入端連接所述靜壓連接器，第二輸入端連接所述全壓連接器；所述靜壓連接器和全壓連接器通過軟管或硬管分別連接靜壓管和全壓管，保證外部的氣壓傳導(dǎo)到所述全壓傳感器和靜壓傳感器；所述溫度傳感器和氣流傳感器分別通過導(dǎo)線或電纜連接所述數(shù)字信號處理組件。所述靜壓管、全壓管、溫度傳感器和氣流傳感器安裝在飛機的外面。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述軟管是橡皮管。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述硬管是鋁塑管。
8.根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述數(shù)字信號處理組件通過RS232接口外接工控機，所述工控機向所述第二微處理器發(fā)送激勵控制信號，當所述激勵控制信號有效時，通過工控機的界面人工輸入數(shù)據(jù)；當所述激勵控制信號無效時，所述數(shù)字信號處理組件分時接收由所述氣壓傳感器組件輸入的所述靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)、由所述溫度傳感器輸入的所述實測溫度數(shù)據(jù)、由所述氣流傳感器輸入的所述氣流方向數(shù)據(jù)，以及由飛機導(dǎo)航計算機輸入的機場氣壓數(shù)據(jù)，所述第二微處理器對所述數(shù)據(jù)進行計算和處理， 并將所述計算和處理的結(jié)果通過RS422接口串行輸出。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大氣數(shù)據(jù)計算機，其特征在于，所述第二微處理器對所述數(shù)據(jù)進行計算和處理包括，利用多次接收到的所述靜壓數(shù)據(jù)、動壓數(shù)據(jù)和實測溫度數(shù)據(jù)，計算出多個氣壓高度數(shù)據(jù)、真空速數(shù)據(jù)和指示空速數(shù)據(jù)，并分別對所述多個氣壓高度數(shù)據(jù)、真空速數(shù)據(jù)和指示空速數(shù)據(jù)求均值。
10.一種大氣數(shù)據(jù)計算機的實現(xiàn)方法，其特征在于，包括如下過程(1)通過靜壓管和全壓管將氣壓傳導(dǎo)到靜壓傳感器和全壓傳感器，所述靜壓傳感器和全壓傳感器分別輸出靜壓模擬信號和動壓模擬信號，經(jīng)過放大、選通和A/D轉(zhuǎn)換后，送入第一微處理器，經(jīng)第一微處理器處理，得到靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，并通過并口輸出；(2)第二微處理器分時接收所述靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，以及由溫度傳感器輸入的實測溫度數(shù)據(jù)，由氣流方向傳感器輸入的氣流方向數(shù)據(jù)和由飛機導(dǎo)航計算機輸入的機場氣壓數(shù)據(jù)，對所述數(shù)據(jù)進行計算和處理，得到氣壓高度Hp、真空速V和指示空速Vi并存儲；(3)將步驟( 重復(fù)η次，然后對所存儲的η個所述氣壓高度Hp、真空速V和指示空速 Vi求均值；(4)利用步驟(3)中所得的氣壓高度Hp的均值計算相對高度Ηη。
11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的方法，其特征在于，通過比較GPS測得的機場的海拔高度和步驟(3)中得到的所述氣壓高度Hp的均值，修正步驟中得到的所述相對高度Hn，再通過修正后的相對高度Hn進一步修正氣壓高度Hp。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種大氣數(shù)據(jù)計算機。該大氣數(shù)據(jù)計算機包括氣壓傳感器組件和數(shù)字信號處理器組件，其中，氣壓傳感器組件包括全壓傳感器、靜壓傳感器和第一微處理器，數(shù)字信號處理組件包括第二微處理器，該第二微處理器通過選通信號，分時接收氣壓傳感器組件輸出的靜壓數(shù)據(jù)和動壓數(shù)據(jù)，以及溫度傳感器輸出的實測溫度數(shù)據(jù)，以計算大氣數(shù)據(jù)。本發(fā)明具有體積小，重量輕，功耗低，數(shù)據(jù)處理速度快，低空氣壓高度數(shù)據(jù)跳變的幅度小的優(yōu)點。
文檔編號G01W1/02GK102360088SQ201110268698
公開日2012年2月22日 申請日期2011年9月9日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月9日
發(fā)明者徐自明 申請人:陜西長嶺電子科技有限責任公司