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中計算出馬赫數。如果將大氣全溫也輸入到馬赫組件，則它還輸出真空速( TAS)和大氣靜
溫( SAT)。
    另外，大氣數據計算機還對靜壓源誤差進行校正( SSEC)。SSE主要取決于馬赫數、靜
壓孔的位置、機型、迎角、襟翼位置和起落架的位置。靜壓源誤差校正與馬赫數和迎角的關
系曲線，如圖5.4 -2所示。
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M
    SSE取決于迎角
圖5.4 -2靜壓源誤差校正與馬赫數和迎角的關系曲線
    5.4.2數字式大氣數據計算機
    數字式大氣數據計算機，簡稱DADC，多用于現代飛機。它們也接收全靜壓信號和
全溫信號。然而，在DADC中使用的傳感器與模擬式的不同，它采用同種類型的傳感
器敏感全壓和靜壓信號。因此，在介紹DADC之前，首先對其使用的壓力傳感器進行
簡單的描述。
    另外，由于迎角(a)和側滑角(JB)是大氣數據系統中產生靜壓源誤差的因素之一，
所以，大氣數據計算機還要接收角度傳感器的信號，當然，也有必要對角度傳感器進行介
紹。由于前面已經財全溫傳感器作了相應的描述，所以此處不再重復。
    1．傳感器
    (1)壓阻式傳感器
    它是利用晶體的壓阻效應制成的，所以，也稱為壓電晶體敏感元件。
    如圖5.4 -3所示，晶體膜片將傳感器分為兩個氣室，右氣室充以標準壓力，左氣室敏
感外界實際壓力。膜片兩側的電阻構成圖中所示的電橋。當外界實際壓力與標準壓力相等
時，電橋達到平衡輸出為零；當外界實際壓力與標準壓力不相等時，膜片發生彎曲。因此，
膜片的一邊受壓縮應力，另一邊受拉伸應力，造成膜片兩邊的電阻不相等，使電橋不平衡，
則電橋輸出一定的電壓，并且，這一電壓隨膜片的彎曲程度而改變。該電壓再經過模／數
( A/D)轉換器將隨壓力變化的電壓信號轉換為數字信號。
    (2)壓頻式傳感器
    現在多數飛機的數字式大氣數據計算機采用壓頻式傳感器，其基本原理如圖5.4 -4所
示。振蕩膜片將傳感器分成兩個氣室，一個是標準氣室，另一個是實際壓力氣室。激勵器安
482渦輪發動機飛機結構與系統
中位體
基座
P
傳感器
拾取線圈
圖5.4 -3壓阻式傳感器原理圖
    激勵線圈
圖5.4 -4壓頻式傳感器原理
裝在中心體上，當它加電后使膜片在兩個
氣室之間產生振蕩，當標準氣室的壓力與
實際氣室的壓力相等時，膜片以其固有頻
率振蕩；然而，當標準氣室的壓力與實際
氣室的壓力不相等時，膜片的振蕩頻率將
隨實際壓力的變化而變化。膜片振蕩頻率
拾取器也安裝在中心體上，它將敏感到的
實際壓力轉換為頻率的變化輸出到轉換器，
它將頻率變化轉換為數字信號輸出。因此，
壓頻式傳感器又叫頻率式傳感器。
    (3)角度傳感器
    在現代高速飛行的飛機上，迎角、側
滑角已愈來愈受到人們的重視，在DADC
中，對它們產生的靜壓源誤差必須加以
校正。
    為測量迎角(a)和側滑角(p)，通常
將傳感器設計成能伸出到飛機外的氣流中，但安裝處應無擾動氣流。常用的傳感器形式如圖
5.4 -5所示，圖中，左側為錐形，右側為翼形。
    翼形傳感器即旋轉風標式傳感器，由于風標預先經過靜力平衡，具有對稱的剖面形狀，
故在飛行中它始終停留在使其本身的對稱面與氣流速度平行的方向上。所以，當傳感器相對
飛機的縱軸平行安裝時，風標旋轉的角度就是飛機迎角的值，傳感器將這一角度值變抉為相
應的電信號輸出。
    錐形傳感器是差動式傳感器。它的探測部分主要是一個圓錐形管，在管子對稱面上開有
一條縫隙，以接收迎面來的氣流。當氣流不在縫隙所在的對稱面上時，傳感器便輸出一個角
度信號。
    下篇飛機電氣與電子系統483
氣流方向
錐形探頭
    氣流方向
翼形探頭
圖5.4 -5錐形和翼形氣流角度傳感器
    當安裝為迎角傳感器時，錐形管的中性面在飛機橫軸和縱軸平面內，且圓錐的軸線與飛
機的橫軸平行。當錐形管的中性面在飛機的橫軸和縱軸平面內，且圓錐的軸線與飛機的縱軸
　
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