摘 要：飛機(jī)在飛行過程中，高度和速度是非常重要的兩個(gè)參數(shù)，飛機(jī)本身和飛行員都需要依據(jù)這兩個(gè)參數(shù)判斷飛機(jī)的狀態(tài)來做出相應(yīng)的操作。在波音737機(jī)隊(duì)故障歷史上也不止一次出現(xiàn)過空速和高度指示異常的情況，下面結(jié)合實(shí)例淺析一下大氣數(shù)據(jù)參數(shù)對于空速和高度的影響。

關(guān)鍵詞：737飛機(jī)；空速；高度；靜壓源誤差修正（SSEC）

一、首先明確幾個(gè)基本概念

（1）動壓與空速的關(guān)系：由空氣動力學(xué)我們得知，動壓PD=ρV2（1+ε），其中ρ為大氣密度，V為飛機(jī)的空速，ε為一個(gè)修正系數(shù)，由此可見，測量飛機(jī)的真實(shí)速度可以從測量飛機(jī)的動壓間接得到。

（2）靜壓與高度的關(guān)系：同樣由空氣動力學(xué)得知，靜壓PS是隨著高度的增加而減小的，呈現(xiàn)近似線性關(guān)系，由此可知，測量飛機(jī)的高度可以從測量飛機(jī)的靜壓間接得到。

（3）靜壓與升降速度的關(guān)系：升降速度其實(shí)就是通過測量靜壓的變化率而得來，因此靜壓也直接影響到升降速度的計(jì)算。

（4）在飛機(jī)實(shí)際設(shè)計(jì)上，動壓PD是由全壓PT和靜壓PS間接得到，公式為伯努利方程PT=PD+PS，全壓是由空速管采集的壓力信號得來，而靜壓是由靜壓孔采集的壓力信號而來，因此，靜壓的數(shù)值對于動壓的數(shù)值是有影響的。

（5）航空工程實(shí)踐表明，空速管對于全壓信號的采集精度一般都能夠滿足要求，而靜壓孔對于靜壓信號的采集精度則無法滿足要求，因此引入了靜壓源誤差修正（SSEC），關(guān)于這個(gè)參數(shù)下文會有專項(xiàng)分析。

二、明確了以上基本概念，結(jié)合實(shí)際情況我們來分析一下各項(xiàng)參數(shù)對于飛機(jī)的高度和空速的影響

（1）在全壓PT測量準(zhǔn)確的情況下，靜壓PS變化的影響：靜壓直接影響到高度的計(jì)算，呈反比狀態(tài)，靜壓變大則高度變小，反之亦然，而由PT=PD+PS得知，在全壓不變的情況下，靜壓和動壓呈反比狀態(tài)，靜壓變大則動壓變小，空速變??；靜壓變小則動壓變大，空速變大。

飛機(jī)的靜壓的變化一般由以下幾種情況引起：靜壓孔堵塞，靜壓管路堵塞，靜壓管路泄漏。

靜壓孔或靜壓管路堵塞：此時(shí)靜壓保持穩(wěn)定不變，隨著飛機(jī)的空速增大，全壓增大，動壓也隨之增大，由于飛機(jī)有三套獨(dú)立的全靜壓系統(tǒng)，此刻堵塞一側(cè)的空速相對于正常的情況來說會變大，而高度保持不變，升降速度為0。

靜壓管路泄漏：此時(shí)靜壓會變小，隨著飛機(jī)空速增大，全壓增大，動壓變大，空速變大，高度也變大。（注意這是管路泄漏發(fā)生在非增壓區(qū)域的情況，如果泄漏發(fā)生在增壓區(qū)域，結(jié)論應(yīng)該相反）。

值得注意的是：在清洗飛機(jī)時(shí)會將靜壓孔堵住以免管路進(jìn)水，清洗完成后千萬不要忘記取下堵蓋物。

（2）在靜壓PS測量準(zhǔn)確的情況下，全壓PT變化的影響：由于伯努利方程得知，在PS不變的情況下，PT和PD成正比關(guān)系，全壓增大，動壓增大，空速相對于正常值來說變大；反之亦然。而高度由于靜壓不變，測量值應(yīng)為正常值。但是由于SSEC的存在，使得實(shí)際應(yīng)用上高度也會產(chǎn)生相應(yīng)的變化，下面分析SSEC的影響。

由于靜壓孔的測量精度不滿足實(shí)際需求，人們引入了SSEC來對靜壓實(shí)測值進(jìn)行修正，以求獲得準(zhǔn)確的高度指示。誤差主要來源于兩個(gè)方面：一是安裝誤差，取決于靜壓孔安裝后與機(jī)表的位置差異。二是氣流擾亂，由于真實(shí)的大氣靜壓定義為飛機(jī)前方無限遠(yuǎn)處的大氣壓力，而飛機(jī)在飛行過程中會擾動氣流，使得測量值產(chǎn)生誤差。在NG飛機(jī)上，SSEC與飛機(jī)的馬赫數(shù)、襟翼和起落架位置以及攻角有關(guān)，在AOA角度正常的情況下，馬赫數(shù)的變化會影響到SSEC值，呈正比關(guān)系，從而影響到高度。此影響在低速情況下近似忽略，但是在高馬赫數(shù)情況下影響值較大，值得關(guān)注。

我們設(shè)修正后的靜壓為PSC，那么PSC=PS+SSEC，在動壓增大的情況下，馬赫數(shù)增加，SSEC值增大，PSC增大，高度變小。同樣，動壓減小時(shí)，SSEC變小，PSC變小，高度增加。

但是由于波音的設(shè)計(jì)原因，此影響在737CL和737NG上表現(xiàn)不同，技術(shù)部門對此也有過結(jié)論并下發(fā)過相應(yīng)的技術(shù)通告如下：

對于737NG飛機(jī)，SSEC大小取決于馬赫數(shù)和AOA位置，這兩個(gè)參數(shù)由ADIRU進(jìn)行均衡計(jì)算得出。SSEC值會一直進(jìn)行計(jì)算，只是在低馬赫數(shù)時(shí)糾正值較小，在0.4馬赫前不用SSEC，故在低空速下，SSEC值較小。而對于737-300飛機(jī)，SSEC主要取決于馬赫數(shù)，不受AOA傳感器位置影響。ADC計(jì)算的SSEC值對高度的修正不如737NG飛機(jī)上明顯。在馬赫數(shù)接近到0.55馬赫時(shí)，才會影響高度顯示。對此，在做大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測試步驟中，737NG和737-300不同表現(xiàn)在：①在737NG飛機(jī)上，保持靜壓壓力不變，當(dāng)改變?nèi)珘簤毫Π袸AS增加到240節(jié)時(shí)，高度指示會減少200英尺；②在737-300飛機(jī)上，保持靜壓壓力不變，當(dāng)改變?nèi)珘簤毫r(shí)，高度指示幾乎不改變。

三、下面列舉一些實(shí)例來說明在排故過程中關(guān)于以上理論的應(yīng)用

（1）某737NG飛機(jī)曾經(jīng)在幾年前出現(xiàn)過空速及高度不一致的現(xiàn)象，詳細(xì)情況為寧波過站機(jī)組反映空中巡航高度26600英尺時(shí)，左右空速不一致，左側(cè)270節(jié)右側(cè)140節(jié)，高度左26600英尺右27000英尺?？偨Y(jié)為空速左高右低，高度右高左低。持續(xù)到飛機(jī)下降至16000英尺后，右側(cè)數(shù)據(jù)恢復(fù)正常。

我們來分析一下此故障的可能原因，由于飛機(jī)兩套全靜壓系統(tǒng)彼此獨(dú)立，而從數(shù)據(jù)上判斷明顯右側(cè)空速數(shù)據(jù)異常，那么可以得知故障現(xiàn)象為右側(cè)空速變小，高度變大。由以上理論分析可以明顯看出是由于PD減小，PSC變小?？赡茉蛴杏覀?cè)的ADIRU、全靜壓ADM，以及右側(cè)的全靜壓管路。在此我們僅分析管路的情況，能夠?qū)е逻@種情況的只可能為全壓管路堵塞，導(dǎo)致PD減小，從而導(dǎo)致SSEC變小，使得PSC變小。注意是PSC而不是PS，因?yàn)镻S變小會使得PD增大，與實(shí)際情況不符。

此故障在排除的時(shí)候走了很多彎路，主要原因是當(dāng)時(shí)NG飛機(jī)維護(hù)經(jīng)驗(yàn)不足，沒有意識到NG飛機(jī)的SSEC對于高度的影響比CL飛機(jī)大很多。所以依據(jù)以往CL飛機(jī)的維護(hù)經(jīng)驗(yàn)很難理解為何空速變小的同時(shí)高度會增加，排故重點(diǎn)放在了計(jì)算單元，也就是ADIRU和ADM上。后來根據(jù)返修報(bào)告證實(shí)為右側(cè)的空速管加熱性能下降導(dǎo)致空中結(jié)冰堵塞空速管，從而使得全壓變小，動壓隨之變小，而靜壓由于SSEC的影響同樣變小。

同樣的故障在2012年6月發(fā)生在其他飛機(jī)上，現(xiàn)象幾乎一樣，最后同樣驗(yàn)證是由于空速管加熱不完全高空結(jié)冰導(dǎo)致，再次不在累述。

（2）某737NG飛機(jī)2013年4月11日起飛后反應(yīng)空速不一致，譯碼發(fā)現(xiàn)左側(cè)空速最大為80節(jié)，明顯異常。右側(cè)和備用空速無譯碼數(shù)據(jù)，根據(jù)機(jī)組口頭反映，右側(cè)空速比備用空速明顯小，因此更換右側(cè)全壓ADM。

此故障可以更進(jìn)一步的論證在低速情況下PD對應(yīng)SSEC的影響忽略不計(jì)，因此高度指示準(zhǔn)確?？账僦甘咀冃　＿M(jìn)一步排故時(shí)從左側(cè)空速管中吹出鳥毛，應(yīng)為左側(cè)空速管堵塞導(dǎo)致全壓變小，從而動壓變小，空速減小。

對于此類故障的多次出現(xiàn)，波音2012年4月份頒布了737NG-FTD-34-12001來通告相應(yīng)信息，摘錄如下：

波音收到一些客戶報(bào)告，件號為S232N911-6（廠家Goodrich件號0851HT-1）的皮托管，其除冰加熱器會因部分加熱而導(dǎo)致加熱不完全，但在P5-9窗/皮托管加熱控制面板上加熱指示燈不會亮。皮托管部分加熱會導(dǎo)致結(jié)冰累計(jì)，從而影響皮托管周圍氣流，進(jìn)而造成空速指示不一致。

在垂尾安裝有給升降舵感覺計(jì)算機(jī)提供信號的同樣的皮托管。如果一個(gè)皮托管加熱器部分失效，會導(dǎo)致結(jié)冰累計(jì)，使得P5-3飛行控制面板上的“FEELDIFPRESS”燈點(diǎn)亮。

這就解釋了為何在空速管不加熱的情況下，加溫控制面板上的故障指示燈不亮。所以在我們排故過程中，要參考這一點(diǎn)。

另外需要提醒的一點(diǎn)是，在737NG飛機(jī)起飛滑跑過程中，有時(shí)會遇到空速到達(dá)大約80節(jié)左右，還沒有拉桿離地前，CDS顯示器顯示IASDISAGREE（指示空速不一致）信息，大約2秒左右后信息消失。后續(xù)空中飛行正常，信息不再顯示。此現(xiàn)象不是一個(gè)故障，主要原因是AOA（迎角風(fēng)標(biāo)）沒有完全與氣流方向平行（氣動零角度）。飛機(jī)空速達(dá)到一定值，使AOA能與氣流方向平行時(shí)，左右AOA角度差別很小，空速指示恢復(fù)一致。

左右空速差異大于5節(jié)，且連續(xù)超過5秒，CDS上就會顯示IASDISAGREE信息。

根據(jù)波音圖紙S233T913規(guī)范說明，空速在95±5節(jié)，AOA角度應(yīng)在氣動零角度的0.25度范圍內(nèi)。在30節(jié)空速時(shí)，ADIRU開始輸出有效的CAS（計(jì)算空速），由于飛機(jī)必須達(dá)到一定的速度才能使AOA飛起到氣動零角度，所以在空速小于75節(jié)前，ADIRU視AOA的角度輸入為無效值，不作為CAS計(jì)算的一個(gè)參數(shù)。這就解釋了為什么飛機(jī)滑跑到80節(jié)左右時(shí)，才出現(xiàn)IASDISAGREE信息，飛機(jī)速度再大一些后，左右AOA抬起到氣動零角度，信息消失。飛機(jī)在跑道上的顛簸也會造成AOA的偏離，也是造成指示空速不一致的一個(gè)原因。