[实用新型]大气数据系统地面传感器测试设备

说明书

本实用新型公开的一种大气数据系统地面传感器测试设备，旨在提供一种可在地面环境下测试光学大气速度传感器动态特性，对环境要求较低的测试系统，本实用新型通过下述技术方案予以实现：机箱(2)内部集成了工控机(21)、GPS/北斗解算器(22)和惯性导航设备；惯性导航设备测量基于惯导的速度信息向二维转台(11)传输转动规定的角度，改变二维转台上安装的光学大气速度传感器(5)与相对气流的夹角变化；光学大气速度传感器根据宏观大气相对运动，通过电缆(3)将获取的真空速TAS、攻角AOA和侧滑角AOS的测试数据传输到GPS/北斗导航天线(14)，GPS/北斗导航天线将接收到的卫星导航信号发送给GPS/北斗解算器，得到基于卫星的速度信息。

技术领域

本实用新型涉及一种用于大气数据地面测试的大气数据系统地面传感器测试设备，尤其是对光学大气速度传感器在地表环境下进行动态特性试验的光学大气数据系统地面传感器测试设备。

背景技术

飞机的空速、迎角、侧滑角等大气数据无论对于飞行员还是飞控系统、航电系统等都是非常重要的参数。空速测量的工作原理是基于伯努利定律，即流体的静压和动压之和，即总压，是一个恒定的值。在飞行器飞行过程中，大气相对于飞行器高速运动，高速气流作用于空速管，在滞止作用下使其测得驻点压力，即总压。空速管在测量总压的同时还测量静压。大气数据计算机将总压减去静压，即得到动压，从而大气数据计算机可由动压计算得到空速。由于空速管是一种浸入式、被动式传感器，通过其结构设计，在空速的测量过程中，将速度转换成为了压力，因此在地面测试环节，可以通过给空速管施加等效压力的方式来进行空速测量的模拟测试。这种测试方法广泛用于现代飞机大气数据系统的地面测试和维护中。传统的空速传感器常见的有组合式空速传感器，它利用皮托管测量大气的总压和静压，并引入大气温度，按已知方程解算出空速。常用的迎角/侧滑角传感器为零压式迎角传感器。通常传统的空速传感器是由空速管(皮托管)、压力传感器和大气数据计算机组成的。由于皮托管的防冰加热功率不够，随着飞机高度的增加，外界温度降低，在皮托管内产生了结冰现象，堵塞了管路，影响了全压，使空速和高度产生相差。飞机滑跑过程中左右空速不一致故障反映在滑跑过程中在80节左右时出现空速不一致信息，相关管路或外部不稳定气流，其中，导致故障的，ADM与皮托管占主要因素，故障是ADM以及管路共同导致的。皮托管主要故障模式有：不加温、跳保险、加温不足、外形损伤、大气数据异常。其中加温不足故障较隐蔽。由于此类故障没有固定模式，具有随机性；相关部件的性能变化都会对大气数据产生影响，性能衰退的累加效应导致故障现象出现。目前还没有针对ADM的应对措施。虽然按时间寿命提前更换皮托管可以在一定程度上减少因加温故障导致的航班延误，但不能杜绝此现象；提前更换皮托管的效果需要长期跟踪观察和评估，而成本和工作量却是即将面临的问题。

与传统的空速传感器不同，由于光学大气速度传感器是一种主动式传感器，其探测的多普勒信号必须藉由运动物体生成，因此现有大气数据系统的测试方法无法沿用到光学大气速度传感器中，目前用于光学大气速度传感器的测试方法包括转台试验，地面试验，风洞试验和试飞试验。其中，转台试验是对单个光束进行试验的手段。转台试验使用固体靶标模拟速度信号，由于固体靶标和空气的物理特性不同，因此转台试验无法真实模拟光学大气速度传感器对空气探测的实验环境；由于在空间距离几十米远的地方同时布置多个转台非常困难，使用转台进行攻角和侧滑角的测试也很难实现。地面试验使用自然风场进行测量，是气象领域的地基激光测风雷达的主要测试手段，但是由于气象和飞行器空速测量的速度范围、精度要求等指标有非常大的差距，使用自然风场进行光学大气速度传感器测试技术指标覆盖范围有限，严重依赖自然环境，不能形成规范化的测试流程。风洞试验是传统空速传感器设计和测试的一种重要手段，也可以为光学大气速度传感器的单个光束试验提供支撑，但是风洞试验段空间有限，无法提供直径几十米的光学大气速度传感器探测区域，也就无法实现真空速、攻角和侧滑角的测试。试飞试验可以在真实使用环境下进行光学大气速度传感器全部技术指标的测试，然而试飞试验相对于地面试验所消耗的资源过高，无法作为批量生产环境下的通用检测试验手段。