大氣數(shù)據(jù)模塊|大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（Air Data Computer，縮寫ADC）|大氣數(shù)據(jù)傳感器

空速管|攻角傳感器|側(cè)滑角傳感器|大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)技術(shù)資料下載

大氣數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)相關(guān)產(chǎn)品：空速管|攻角側(cè)滑角傳感器|大氣數(shù)據(jù)測(cè)試系統(tǒng)|大氣數(shù)據(jù)測(cè)試儀|動(dòng)靜壓測(cè)試儀

            

FTB-1攻角傳感器|側(cè)滑角傳感器|空速管系統(tǒng)          HPS-1加熱型空速管

                 

                            ADTS542F動(dòng)靜壓測(cè)試儀          ADTS405F大氣數(shù)據(jù)測(cè)試系統(tǒng)    ADTS552F大氣數(shù)據(jù)測(cè)試儀

                        

Model 9732結(jié)冰傳感器和結(jié)冰探測(cè)器   HG1120|HG4930慣性測(cè)量單元及HUIDE N580慣性+GNSS組合導(dǎo)航

大氣數(shù)據(jù)模塊|大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)（air data computer，縮寫ADC）是一種多輸入多輸出的機(jī)載綜合設(shè)備。它靠傳感器得到如靜壓，總壓，總溫等參數(shù)，再把這些參數(shù)通過輸入接口傳遞到相應(yīng)的測(cè)試轉(zhuǎn)化設(shè)備上去，然后得出飛機(jī)的當(dāng)前飛行數(shù)據(jù)和外部飛行環(huán)境的各項(xiàng)參數(shù)和數(shù)據(jù)。

它和以往單一儀器測(cè)試單一數(shù)據(jù)相比，較少了儀器設(shè)備的數(shù)量，也節(jié)約了機(jī)載空間；在數(shù)據(jù)的**度和辨識(shí)度上，也由于更合理的運(yùn)算和誤差處理模式得到了提升。

一、大氣數(shù)據(jù)模塊|大氣數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)直接測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)
1.輸入到ADC的基本參數(shù)為靜壓(Ps)、 全壓(Pt) 和總溫(Tt)。
1.1.靜壓(Ps)
靜壓是飛機(jī)周圍大氣的壓力，它是空氣作用在相對(duì)靜止物體表面上的單位面積的力。
1.2.全壓(Pt)
全壓是動(dòng)壓和靜壓之和，是空氣作用到相對(duì)運(yùn)動(dòng)物體表面上的單位面積上的總壓力。Pt: 又叫皮托壓力(PITOT) 或總壓。
1.3.總溫(Tt)
總溫是壓縮空氣的速度提高到運(yùn)動(dòng)物體的速度時(shí)，空氣全受阻時(shí)的取樣溫度。由于取樣空氣在絕熱壓縮時(shí)產(chǎn)生附加熱量，故總溫比靜溫高。
ADC通過飛機(jī)的全壓、靜壓系統(tǒng)直接測(cè)量全壓和靜壓。測(cè)量運(yùn)動(dòng)著的飛機(jī)的溫度，是將鉑電阻絲探測(cè)器投伸到空氣流中實(shí)現(xiàn)的。當(dāng)溫度變化時(shí)，鉑元件的電阻值按固定規(guī)律變化，這種電阻變化被ADC變換成與大氣總溫成比例的電信號(hào)。
2.迎角和側(cè)滑角角度測(cè)測(cè)量
輸入給ADC的兩個(gè)附加信號(hào)是與飛行狀態(tài)相關(guān)的角度信號(hào)。這兩個(gè)輸入信號(hào)是攻角(AOA或a )和側(cè)滑角(AOS或β)。
攻角(a)是飛機(jī)質(zhì)量中心的軌跡與飛機(jī)縱軸之間的夾角。它是在飛機(jī)的豎軸和縱軸平面內(nèi)測(cè)量的，如圖1-2所示。

飛行高度(Hp)：氣壓在校正后得出飛機(jī)的垂直距離。

飛行速度(CAS)：飛行器相對(duì)于氣流的速度

動(dòng)壓(Qc)：全壓與靜壓之差。

總溫(Tt)：氣流絕熱滯止到速度為零時(shí)的溫度。

靜溫(Ts)：是指靜止大氣中的溫度，必須通過計(jì)算得到。

攻角(AOA)：來流速度與翼弦之間的夾角

側(cè)滑角(AOS)：飛行器飛行速度矢量與其縱向?qū)ΨQ平面之間的夾角

三、大氣數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)標(biāo)準(zhǔn)|大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)TSO標(biāo)準(zhǔn)

編號(hào):CTSO- C106
日期:2003年04月30日

中國民用航空技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定
本技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定根據(jù)中國民用航空規(guī)章《民用航空材料、零部件和機(jī)載設(shè)備技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定》(CCAR37)頒發(fā)。中國民用航空技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定是對(duì)用于民用航空器上的某些航空材料、零部件和機(jī)載設(shè)備接受適航審杏時(shí)，必須遵守的準(zhǔn)則。

1.適用性
(1)zui低性能標(biāo)準(zhǔn)
本標(biāo)準(zhǔn)是大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)為取得相應(yīng)的CTSO標(biāo)記必須滿足的zui低性能標(biāo)準(zhǔn)。自CTSO-C106生效之日起制造并欲獲得本CTSO標(biāo)記的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)應(yīng)滿足SAE(美國機(jī)動(dòng)車工程師協(xié)會(huì)) 1981年10月30日發(fā)布的航空航天標(biāo)準(zhǔn)AS8002《大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)zui低性能標(biāo)準(zhǔn)》。以及按本CTSO所做的修正和補(bǔ)充。
(2) 刪除
SAE AS8002 第4.2條。
(3) 補(bǔ)充應(yīng)采用以下內(nèi)容替代AS8002第4.2條:

靜壓源誤差修正(如適用)
除非另有說明，對(duì)于欲使用大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的航空器，可根據(jù)該航空器的具體型號(hào)進(jìn)行計(jì)算機(jī)輸出的靜壓源誤差修正。由存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)內(nèi)的修正曲線所生成的修正值，其允差應(yīng)為下列各項(xiàng)之和:

A.修正理論值的土15 %或相當(dāng)于土0.0025英寸汞柱的靜壓值，兩者中取大者:
B.修正曲線的斜率值乘以該曲線編程自變量的允差。在測(cè)試經(jīng)修正的大氣參數(shù)(高度、空速或M數(shù))時(shí)，應(yīng)調(diào)整AS8002表1、表2或表3中該參數(shù)在各測(cè)試點(diǎn)的標(biāo)稱值，以便把具有上述允差極限的修正值包括進(jìn)來。
(4)例外
AS8002表3 (校準(zhǔn)空速)中，“80節(jié)”處可采用土3.5節(jié)的允差。
(5) 環(huán)境標(biāo)準(zhǔn)RTCA(美國航空無線電委員會(huì))于1989年12月發(fā)布的D0-160C 《機(jī)載設(shè)備環(huán)境條件和試驗(yàn)程序》。

(6)計(jì)算機(jī)軟件
如果設(shè)備的設(shè)計(jì)中包含數(shù)字計(jì)算機(jī)，該計(jì)算機(jī)的軟件必須按RTCA于1992年12月發(fā)布的D0-178B機(jī)載系統(tǒng)和設(shè)備合格審定中的軟件要求》進(jìn)行開發(fā)。其中，提供主導(dǎo)航功能的軟件至少應(yīng)按B級(jí)進(jìn)行開發(fā)。申請(qǐng)人應(yīng)按DO-178B提交相應(yīng)的軟件文檔,供局方審批。
2.標(biāo)記
除CCAR21中有關(guān)CTSOA 的標(biāo)記規(guī)定外，還應(yīng)持久而清晰地標(biāo)注下列內(nèi)容:
(1)在設(shè)備的主要部件上應(yīng)包括對(duì)設(shè)備硬件和軟件的標(biāo)識(shí)，該標(biāo)識(shí)應(yīng)能夠表明硬件和軟件的更改狀態(tài);

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