民用飞机系统（精选十篇）
民用飞机系统 篇1
由于飞机的前轮操纵技术是现代飞机地面操纵的核心, 具有十分显著的特点和优势。早在20世纪50年代, 欧洲便开始采用机械液压伺服式前轮转向系统。到70年代, 欧洲的军用飞机已全部采用电传液压伺服系统作为前轮转向系统。民机方面, B737采用传统的机械钢索滑轮机构, 至A320成功使用电传操纵系统, 确立了新的标准, 此后研发的民机前轮转弯均采用电传操纵系统。
本文在综合国内外民机典型前轮转弯控制系统的基础上对前轮转弯控制系统进行了分析研究, 希望能为国内民机前轮转弯控制系统设计提供技术支持。
1 民机前轮转弯系统功能
目前民机典型的前轮转弯控制系统均采用数字综合控制、电子—液压伺服作动、带位置反馈的闭环随动系统。当数字综合控制失效时, 系统自动转换为自由转向模式, 此时可使用差动刹车和非对称推力方式实施应急转弯。其功能总结如下。
1.1 高速纠偏
当飞机高速滑行时, 通过操纵前轮小角度转弯, 使飞机具有航向保持和纠偏能力。目前在运营的民机大多采用方向舵脚蹬作为操纵输入, 利用转弯控制单元预先设定的控制率现实前轮小角度转弯的控制。
1.2 低速机动
当飞机低速滑行时, 通过操纵前轮大角度转弯, 使飞机具有良好的地面机动能力。目前在运营的民机大多采用转弯手轮作为操纵输入, 利用转弯控制单元内预先设定的控制率实现前轮大角度转弯的控制。
1.3 前起减摆
飞机起飞和着陆的滑跑过程中, 由于跑道不平或操纵不当, 前轮受到外力作用, 使前轮向一边偏转一定距离或角度, 绕飞机航向轴线不停左右摆动, 由自激振动出现前轮摆振。
前轮转弯控制系统提供的液压阻尼应在前起落架摆振出现3个周期后, 使摆振振幅降低到初始扰动的1/4。
当起落架磨损间隙达到最大值, 加上轮胎和缓冲支柱的最不利情况, 上述摆振振幅在3个周期后, 应降低到初始扰动的1/3。
1.4 牵引功能
控制系统需提供可以方便撤消液压动力的操作方式。正常不要求驾驶舱转弯输入, 无需发动机停转要求即可完成飞机牵引, 且正常牵引动作不会对转弯系统带来任何危害。有些飞机还需提供必要的牵引指示, 如ERJ190设有牵引指示灯, A320设置有牵引电气盒。
1.5 系统自检
转弯控制单元内设置系统自检测监控功能。系统自检测的监控范围应覆盖整个转弯控制系统。作为一个系统自检测监控目标, 系统存在非检测故障是不可能的。
2 民机前轮转弯控制系统组成
目前典型民机前轮转弯控制系统组成连接图如图1所示。
系统主要附件包括:转弯手轮, 驾驶舱解除开关, 方向舵脚蹬, 转弯控制单元, 地面解除开关, 转弯控制阀组件, 转弯作动器。
转弯手轮和方向舵脚蹬用于实现飞机前轮转弯的输入。
驾驶舱解除开关用于应急情况下切断转弯系统, 使前轮进入自由转向模式, 随着多余度系统的设计和控制系统电子元器件可靠性的不断提高, A380驾驶舱内在未设置前轮转弯解除开关的情况下已可完全满足系统安全性的要求。
转弯控制单元主要实现各传感器的输入, 并按预先编制的转弯控制率进行计算分析, 将转弯指令输入转弯液压阀组件, 通过液压实施转弯。
目前常见的转弯作动器有齿轮齿条和推挽作动器两种形式, 如图2所示。
表1是针对现有民机前轮转弯作动器形式应用情况的调查结果。
两种作动器的优缺点对比情况如表2所示。
可见, 在支线及单通道窄体客机上, 齿轮齿条应用较为广泛, 对于大型宽体和超宽体民机而言, 推挽作动器型式较为普遍。具体采用何种作动器形式还须根据具体机型的总体要求, 结合飞机的经济性、安全性和维修性综合考虑。
3 民机前轮转弯控制系统工作原理
3.1 脚蹬转弯
在准备转弯状态下, 当飞机速度在预设速度以上时, 驾驶员蹬动脚蹬, 脚蹬传感器将转弯指令输入转弯控制单元, 转弯控制单元综合处理形成转弯操纵电流输入伺服阀的力矩马达, 伺服阀滑阀级输出规定极性的压力流量, 驱动转弯作动器运动, 带动前起落架偏转, 同时, 前起落架处的传感器将起落架偏转位移信号反馈给转弯控制单元进行综合, 使前轮角度保持在与脚蹬相对应的位置上。
3.2 手轮转弯
在准备转弯状态下, 当飞机速度在预设速度以下时, 驾驶员压下并转动转弯手轮, 手轮传感器输出转弯指令, 工作原理同上所述。
3.3 减摆
当前轮转弯系统出现故障-安全控制或驾驶员主动撤消转弯配备时, 系统处于自由转向模式。此时, 由于转弯选择阀断电, 状态转换阀沟通两转弯作动器间的液压回路。当起落架发生摆振时, 减摆阀的液压阻尼有效消耗摆振能量, 从而起到减摆作用。
3.4 系统自检测
转弯控制单元一般装有两个控制通道, 一个通道以转弯操纵为主, 另一个通道以故障监控为主, 两者均配备机内检测系统自检测装置。
系统自检测监控转弯系统的健全性。当系统发生故障时, 系统自检测能够检测、诊断、存储故障并将故障隔离到航线可替换单元。
系统自检测通过总线与中央维护系统交联, 地面维护人员可通过中央维护系统与地面连接进行故障追踪。
当系统自检测到故障时, 转弯控制单元发出解除转弯命令, 转弯选择阀断电, 状态转换阀换位到旁通作动器、切断伺服阀通道的安全侧, 即系统的自由转向模式。
4 民机前轮转弯控制系统的发展趋势
由于电子元器件的可靠性大幅度提高, 采用多余度的电传控制技术已被公认为能够满足适航要求, 因此目前典型民机前轮转弯控制系统均采用电传操纵方式。
与传统的钢索滑轮机构操纵方式相比, 可以省去返回复杂的机械装置, 具有重量轻, 安装占用空间少等优点。
电传操纵系统便于实现对元件的监控, 以便快速发现故障, 可保证故障平均修复时间和往返飞行再次离站时间的要求, 以提高飞机的维修性指标。
电传操纵能实现非线性控制律, 可以实现良好的转弯操纵性能, 保证滑行的稳定性, 提高乘客的舒适感[1]。
此外, 随着电静液作动器性能的逐步稳定和提高, 使得前轮转弯系统采用局部液压源供给变为可能。A380上便首次采用了LEHGS (Local Electro-Hydraulic Generation System局部电静液供给系统) 作为前轮转弯的备用系统。
可以预见, 随着电机技术的不断发展, 采用电机驱动的全电转弯系统必将成为现实。由于减少了液压源 (发动机驱动泵) 至前起落架转弯系统的液压管路、固定卡箍、支架和相关液压附件, 较之传统的液压转弯系统, 电静液/全电转弯系统可有效的减轻飞机重量。由于采用电源, 省去了液压管路, 减少了液压油泄露的机率, 且针对发动机转子爆破等飞机的区域安全性问题得到了改善, 提高了飞机的安全性, 具有更高的可靠性;电静液/全电转弯系统自检测方便, 维护简单, 维护成本低, 具有良好的维护性。
摘要：前轮转弯控制系统是现代飞机地面操纵的核心, 具有十分显著的特点和优势。通过对典型民机前轮转弯系统的分析, 研究了系统功能, 组成, 工作原理和发展趋势, 为民机前轮转弯控制系统设计提供有益参考。
关键词：前轮转弯控制系统,电传操纵
参考文献
民用飞机系统 篇2
根据污染物存在的形式, 可分为固态污染物(固体颗粒)、气态污染物和液态污染物。污染物的上述三种状态在外部环境改变时, 可能相互转化。
1 固态污染物(固体颗粒)特性及危害
固体颗粒是引起油液污染及机械磨损排在第一位的因素, 也是污染控制研究的主要对象,世界各国都有广泛研究,总结起来有如下几个特性。
( 1 ) 细微性。
我们所研究的固体颗粒也是以微米为计量单位的物质, 肉眼可见的最小颗粒尺寸为40μm,不同类型的微小固体颗粒尺寸范围见表1。
( 2 ) 沉降性。
存在于油液中的固体颗粒都受到三种力的作用,一是重力,二是扩散力,三是浮力;当重力大于浮力和扩散力时,就会自然下沉, 称为沉降性。
( 3 ) 聚集性。
细颗粒粘结或聚集成团块的现象称为聚集性, 在大多数情况下是不利的。
( 4 ) 吸附性。
如同墙壁落灰一样, 油液在系统内流动时污染物也会附着在壁面上, 并逐渐增厚,当受到外界振动冲击后会一起脱落,造成集中污染。它比分散污染更为有害,甚至是致命危害。
如果颗粒的硬度等于或小于表面的硬度, 表面的磨损量就很小。只有当颗粒硬度大于金属表面硬度时, 才能对金属表面产生磨损;反之,颗粒硬度小于金属表面硬度时, 对金属产生的磨损作用是很小的。
( 6 ) 催化作用。
油液中的水和空气, 以及热能是油液氧化的必要条件, 而油液中的金属微粒对油液氧化起着重要的催化作用。试验研究表明,当油液中同时存在金属颗粒和水时,油液的氧化速度急剧增快, 铁和铜的催化作用使油液氧化速度分别增加1 0和3 0倍以上。
固体颗粒污染的危害主要表现如下。
1 . 1 运动件表面磨损引起功能失效
( 1 )液压泵和液压马达功能失效。高速运转中的配油盘与转子、柱塞与柱塞孔等部件,都是在大载荷、小间隙条件下工作,油中的固体污染物可破坏油膜,划伤运动表面。
( 2 )齿轮齿面磨损引起失效各种齿轮。在工作中是滑动和滚动同时存在, 而齿轮的主要工作状态是重载、薄油膜,大于油膜厚度尺寸的固体污染物又都能进入齿面接触区,造成齿面的剧烈磨蚀,硬度大的颗粒划伤更为严重;此外,重载摩擦的瞬时高温可使齿面产生凹痕, 反复工作使表面疲劳破坏, 引起机械失效。
( 3 )其他元件表面破坏各种类型的运动件。如轴承、油缸筒、阀类以及密封装置等,都会因油液污染并在高压、高温和高速条件下不断破坏工作表面, 到一定程度引起功能失效。
( 4 )密封胶圈的破坏胶圈是流体系统不可缺少的密封装置, 密封件的寿命与油液固体污染度息息相关,污染度越高,固体颗粒嵌入胶圈摩擦面的机会越多, 造成胶圈被划伤、剥落。
1 . 2 金属颗粒促进油液氧化变质
由于油液中进入水份和空气, 可引起油液乳化,也可产生微生物和胶质状物质,更易引起酸碱度的变化, 尤其是在某些金属微粒的作用下产生严重的腐蚀, 还可能产生偶发故障。
1 . 3 堵塞网孔
因油液变质生成微生物和各种胶状物质,可堵塞各类滤油器的网孔,造成滤油器功能提前失效;油滤失效后,可引起微孔被堵塞,或者是伺服阀的喷嘴挡板被堵塞,造成伺服控制系统失去控制功能, 酿成严重后果。
1 . 4 油液粘度变化
粘度是液压油的重要指标, 要求能满足低温条件下顺利起动, 也可以保证高温条件下的润滑性能,在水、空气和金属微粒的作用,破坏了油液的理化性能,也破坏了油液的粘度指标,无法满足高、低温条件下的.工作需要。
2 水污染特性及危害
液压系统难免在不同程度上存在着水份。水可以溶解在油中(称为溶解水) ,也可以自由状态存在于油中(称游离水)。自由状态水可以是沉淀水或乳化液; 沉淀水由长期静止的水珠形成, 存在于液体的底部或顶部,这取决于它们的比重。对矿物油,水一般沉淀于底部, 对磷酸酯或含氯碳氢化合物等合成液,则浮于顶部。在充分搅动的情况下,如通过泵的多次循环,水与液体可组成乳化液。
水对液压系统的危害也是相当严重的,它可使油液粘度下降,破坏油膜,引起严重的机械磨损;可产生酸性物质,增加油液的酸值,对系统增加腐蚀;在低温下,游离水常以冰块形式存在, 会引起运动件被卡住;水的含量超过3 0 0 p pm就可以引起碳素钢或合金钢生锈,造成滑阀被卡死,操纵系统无法正常工作, 现实中发生过因水污染飞机起落架放不下的故障。
3 空气污染特性及危害
液压油中溶解空气是不可避免的, 液压油中空气溶解量是依压力和温度的不同而不同,随着压力的增加,各种液体饱和溶解度都是呈线性的增加,同时又随温度的降低而不同程度的减小。
正因如此, 在液压系统中不同位置其压力是不同的,随着压力的降低,超过饱和溶解度的空气就会逸出成游离态, 而当压力升高时又溶解, 所以空气在系统中有时溶解有时逸出, 这种时隐时现的变化过程对系统有很大的危害, 是系统中的顽症。空气在液压油中也是两种状态存在,一是溶解在油中,一是以游离状态存在。以游离状态存在对系统的破坏最为严重。其危害主要表现为:
3 . 1 降低油液的弹性模量
当油液中有游离气体存在时, 就大幅度降低油液的弹性模量。例如:液压油在无游离气体时弹性模量平均值为1 5 1 0MP a ,如果夹杂空气,油液的弹性模量会降到3 5 3M P a以下,能造成系统响应迟缓,工作不稳定,会影响飞机操纵的跟随性,影响操纵力的稳定。由于这一故障的发生是随机的,有太多的不确定性因素, 造成故障现象不易再现, 也为故障分析工作造成困难。
3 . 2 产生气蚀
当系统的油液由低压区进到高压区时,气泡会瞬间被压缩破灭,此时产生的局部高温和高压冲击, 造成元件表面恶化和剧烈振动,气泡破裂会产生巨大的冲击力。
3 . 3 引起电液伺服阀工作失灵
现代飞机大量采用电传操纵, 大量应用电液伺服阀, 以实现快速准确的改变飞机姿态,而当油液中有微小气泡出现时,气泡会影响节流孔的通油能力, 可影响力矩马达的正常工作, 造成伺服阀工作瞬间失灵,影响操纵特性,自动化程度越高此项问题越突出。
3 . 4 增加系统的温升
当油液中气体含量太多, 低压区必然游离出气泡, 而气泡被压缩耗费的能量转变成热量,引起系统温升严重,温度过高会带来一系列弊病,例如:胶圈老化,系统漏油,油液润滑性能变差引起磨损严重,有资料介绍,当系统中油液温度降低8℃ ,油液寿命即可延长一倍。
3 . 5 促进油液氧化变质
空气含量增多必然对油液产生氧化腐蚀,增加油液的酸值,缩短油液的使用寿命。此外,气泡可破坏油膜,造成摩擦副失去润滑, 既破坏了摩擦表面又生成了大量污染颗粒, 等等。总之系统中空气含量增加, 给系统带来的危害是巨大的。
4 污染控制及设计要求
系统污染度控制, 材料选择和结构设计各环节都十分重要。
4 . 1 结构设计中应贯彻提高附件污染耐受度原则
应合理的选择间隙和最小孔径, 尽可能降低因污染所能引起的严重后果; 在选择材料和磨擦副时应贯彻低污染生成率原则, 因低的污染生成率是降低系统污染度等级的关键环节。除产品交付之前就带进系统的污染物以外, 污染物主要是在工作过程中生成的, 关键的摩擦副应选择有试验结论的材料和参数。
4 . 2 过滤设计
过滤设计是系统设计时不可忽视的重要内容, 首先是装机滤油器的参数选择和配置方案, 其次是采用地面净化装置定期净化。
将系统工作中自身生成的和外面侵入的各种固体污染物从油液中清除, 最普遍使用的方法是过滤。利用多孔性的介质滤除油液中非可溶性固体颗粒的元件称为滤油器。滤油器可分为表面型和深度型两大类, 表面型滤油器的通孔认为大小是均匀的,因而,所有大于通孔尺寸的污染颗粒均能被堵截在表面, 而小于通孔尺寸的颗粒均能通过。深度型过滤器的过滤元件为多孔性材料,内有曲折迂回的通道,对固体颗粒的清除主要是靠堵截沉积和吸附作用,深度型过滤器过滤介质的孔径是不均匀的, 它的过滤作用有更大的机率性。
4 . 3 推广采用封闭式油箱
液压油箱中的油液与空气直接接触,即开式油箱, 是外界污染物进入液压系统的主要渠道, 尽管开式油箱都加“ 呼吸器”阻挡空气中灰尘进入, 但是这种滤网起到的作用仍然有限。另外,大气中的水分和空气都通过开式油箱进入系统, 它的危害在前面已经阐述。采用封闭式油箱,隔绝油液与大气的通道, 是堵截污染物侵入系统的有效方案。
5 结语
民用飞机系统 篇3
关键词：民用飞机 防火系统 电气设计 适航
中图分类号：V19文献标识码：A文章编号：1674-098X（2014）09（a）-0091-01
安全性是民用飞机设计中需要考虑的重要一环，不管是飞行状态还是地面状态，火都是严重危害飞机安全的因素之一。据统计，在美国民航飞机坠毁事故中，坠毁后被火烧死的人数占全部死亡人数的15%；而在那些撞击可生存的事故中，烧死的人数比例更是高达40%，由此可见，防火对于民用飞机而言至关重要。
该文对防火系统的功能需求以及实现该需求的电气设计展开研究，旨在提高防火系统安全性，对提高飞机整体安全裕度有着积极意义。
1 系统概述
民机防火系统包括探测和灭火两个子系统。探测系统通过控制器和探测器对指定区域的烟雾、过热和着火进行探测和监控，一旦危险发生，即对机组人员发出声光告警信号，同时向指示记录和维护系统提供监控信号。指定探测区域通常包括发动机舱、辅助动力装置（APU）舱、货舱、盥洗室、起落架舱和引气泄露区等，视机型不同，通常还包括电子设备舱和再循环风扇舱等。灭火系统通过灭火控制板、灭火装置和手提灭火瓶等对相关区域进行灭火，通常包括发动机灭火瓶、APU灭火瓶、货舱灭火瓶和客舱手提式灭火瓶等。
2 工作原理
防火系统主要由防火控制器、灭火控制板、着火过热/烟雾传感器和灭火装置组成，以下简述控制器和控制板的工作原理。
2.1 防火控制器
防火控制器通常安装在飞机电子电气设备舱。作为防火系统的核心设备，其主要功能是监测火警、过热和烟雾传感器的信号，一旦产生告警或者故障信号，即发送给指示和维护系统。防火控制器对火警探测器的两个通道进行实时监控，当双通道均正常工作时，控制器采用“与”逻辑。
2.2 灭火控制板
灭火控制板安装在驾驶舱，包括火警指示灯、预位开关和灭火开关。当火警产生时，火警指示灯点亮用于对飞行员提供灯光告警，提示机组采取灭火动作。规定的灭火动作应首先按下预位开关，切断着火区域的燃油、液压和氧气供给，并为灭火开关供电。10 s之后按下灭火开关释放灭火瓶，确保着火区域的可燃物烧尽，使释放的灭火剂可以有效地扑灭火焰。
3 系统电气设计输入
作为一个大量使用电传感器和总线信号的飞机系统，防火系统的电气设计非常具有典型性，以下简要分析防火系统电气设计过程。首先需要从系统功能需求中提取系统与系统电气设计相关的具体设计要求，以某型飞机为例，防火系统电气设计要求主要来源于飞机顶层规范要求、适航条款要求和系统设计规范要求等。
根据这些要求，防火系统电气相关的设计要求主要包括。
3.1 防火系统功能冗余设计
在整体构架上，防火系统大量使用双余度设计。
（1）探测器采用双余度设计，在正常工作时，采用与逻辑，A通道告警时，B通道要在5 s内发出告警信号，此时控制器才判断为真实告警信号，并向机组告警，否则判断为误报警，仅向维护系统记录故障。
（2）灭火瓶释放功能采用双余度设计，两路电源输入分别为同一个灭火瓶爆炸帽，以保证当有一路失效时仍能执行预定灭火动作。
（3）防火系统控制器与交联系统的通信同样使用双余度设计，由两路总线信号實现与指示记录和维护等航电系统的通信。
针对以上功能冗余要求，防火系统电气线路设计必须满足：
（1）互为余度的电气负载应接入不同的电源汇流条。
（2）互为余度的系统功能线束应独立敷设在不同的飞机线束通道上，保证足够的隔离距离，以保证转子爆破等特定风险分析时不会使双通道同时失效。
（3）互为于都的电气设备应独立安装，如断路器、转接连接器、接线模块和接地桩等。
3.2 压降要求
民用飞机供电系统对机载用电设备的要求规定，系统压降设计必须满足从直流汇流条到用电设备端的馈电线电压降通常不应大于2 V。同时各用电设备在各种工作状态下，稳态电压应在表1规定的范围内。
在实际计算中，系统电源线路压降由汇流条到断路器间的压降、断路器实际压降、导线实际压降三部分组成，线路中分离面连接器或者接线模块等压降很小，可忽略不计。
3.3 系统其他设计要求
防火系统电气设计还应满足如下的通用要求防差错要求，即同一区域不同功能的设备连接器需要设置不同键位等物理防差错手段。
4 相关条款的要求和验证举例
CCAR 25.1203e条款要求：火区内每个火警或过热探测系统的导线和其它部件必须至少是耐火的。
对于该条款主要可以使用MOC1方法进行说明，首先“耐火”定义为材料或器件要求具有在1100 ℃环境条件下正常工作5 min的能力。其次，根据某型飞机防火系统布局定义，指定火区应包括发动机核心区、发动机风扇区和APU舱。明确这些定义后，再根据该型飞机的线路图可以确定这两个区域用于防火探测的线路电气部件包括电缆、连接器和接线端子。这些部件中，所有电缆使用M27500A20JF1N06型高温耐火电缆，符合MIL-DTL-25038规范，可以在1100 ℃温度下工作15 min；连接器采用专用于防火墙安装的K级不锈钢插座，符合MIL-DTL-83723规范，可在20 min内防止火焰烧穿；接线端子材料为金属镍，熔点为1455 ℃，以上材料均高于耐火要求，所以指定火区的防火探测系统电气功能满足该条款要求。
5 结语
该文对防火系统功能构架做了概况介绍，并以某型飞机为例，在系统电气设计过程、要求进行了设计分析说明，并就适航条款的验证进行举例说明。该文对于国内民用飞机防火系统电气设计具有现实的指导意义，为今后防火的系统设计和电气设计工作的开展奠定了一个良好的基础。
参考文献
[1]向淑兰，付尧明.现代飞机货舱火警探测系统研究[J].中国测试技术，2004，30（5）：18-20.
民用飞机气源系统感压管设计 篇4
民用飞机气源系统选择从发动机、辅助动力装置或高压地面气源引气, 为座舱空调、增压、机翼防冰、发动机起动、燃油箱堕化及水箱增压提供气源, 满足下游用气系统的压力、温度和流量需求。
气源系统压力控制采用压力传感器闭环控制调节, 感压管的作用即为将高压导管内的压力传至传感器参与调节。
1 气源系统感压管设计
气源系统感压管设计具有如下特点:
a) 高温高压:感压管位于飞机吊挂内, 直接与高压导管接连, 管内压力较大, 温度较高;
b) 补偿量大:高压导管由于机械载荷和热载荷的作用, 高压导管存在较大位移量, 感压管设计时需存在足够的补偿量, 防止使用中疲劳或被拉断;
c) 布置空间小:感压管安装于飞机吊挂内, 吊挂区域空间较小, 布置紧张, 根据航空设计经验, 需与其他设备保持至少12.5mm的间隙。根据以上特点, 选用Ti-3Al-2.5V钛合金管材作为气源系统感压管材料。Ti-3Al-2.5V材料具有密度低、比强度高、抗腐蚀性能好, 热膨胀系数较低等优点, 广泛应用于航空航天领域。其具体特性如表1所示[1]。
根据航空设计经验, 气源系统感压管设计时应遵循以下要求:
a) 感压管弯曲半径不小于管径的2倍, 推荐为管径的4倍;
b) 感压管弯曲段之间的最小过渡直线段应不小于管径的3倍;
c) 扩口感压管端部到最近弯头的直线段间距应不小于16mm, 无扩口感压管端部到最近弯头的直线段距离应不小于33mm;
d) 感压管设计不应存在低点, 导致水滴及污染物的聚集;
e) 感压管设计应存在各个方向的弯曲, 以满足补偿能力的要求。
综上要求, 气源系统的感压管设计如图1所示。
2 气源系统感压管校核
感压管所受载荷由以下载荷产生:工作压力 (正常和非正常状态) 、区域加速度、热胀冷缩引起的变形、安装接口结构的变形等。根据实际使用条件分析, 感压管的载荷校核流程如图2所示。
感压管设计外径9.525mm, 壁厚0.889mm, 采用Ti-3Al-2.5V钛合金管材直接弯制而成, 弯曲半径设计为感压管外径2倍, 具体设计见图1。
根据航空设计经验及要求, 感压管验证压力为最大正常工作压力的1.5倍, 爆破压力为最大正常工作压力的3倍。
感压管的强度校核采用有限单元分析方法进行, 使用Patran/Nastran软件2008 R2版本。Patran/Nastran是美国MSC公司最初为登月计划开发的一款集工程设计、工程分析、结果评估、用户化身和交互图形界面为一身的CAE软件, 经几十年的发展, 被广泛应用于航空、航天、汽车、船舶等各行各业。
感压管有限元模型由壳单元构成, 共划分节点10880个, 网格10817个。各接头及卡箍的约束模拟采用多点约束中的RBE2的约束方式。校核采用第四强度准则:
式中:σ1———第一主应力
σ2———第二主应力
σ3———第三主应力
[σ]———许用应力
经有限元分析得, 感压管最大限制载荷工况应力为263MPa, 最大极限载荷工况应力为394.5MPa。
根据材料力学性能与温度曲线, 插值可得130℃下Ti-3Al-2.5V的屈服强度和抗拉强度分别为:495.8MPa和619.2MPa。
感压管的安全裕度为:
因此感压管设计可满足使用要求。
3 结语
本文探讨了一种气源系统感压管的设计与校核方法。针对气源系统感压管的高温高压、补偿量大、布置空间小的使用特点, 对感压管的材料、弯曲半径、弯曲形式进行了讨论, 设计了一套气源系统感压管。并对进行了强度校核, 校核结论显示设计满足使用要求。
参考文献
民用飞机铝合金蒙皮修理研究论文 篇5
铝合金蒙皮上所有直径小于0.25英寸的损伤都视为点状损伤，如果点状损伤未穿透蒙皮的镀层，不需要进行修理。对贯穿性的点状损伤，可钻掉损伤部位，然后安装MS20470AD8铆钉。注意铆钉孔的边距应≧2D，与其它铆钉孔的孔距应在4D到6D之间（D为铆钉直径）。直径大于0.25英寸的损伤，按裂纹处理。
2划伤
未穿透蒙皮镀层的划伤不需要修理，穿透蒙皮镀层的划伤需进行打磨，打磨深度Y允许的最大值按下列原则确定：
（1）对框与长桁之间的划伤，打磨最大深度为0.2T（T为铝合金蒙皮厚度）。
（2）对仅穿过一个框和一个长桁，且划伤的另一端与周边结构紧固件孔距不小于2D的划伤，打磨最大深度为0.15T。（3）超出两个框的纵向划伤，打磨最大深度为0.08T。注意打磨的横截面半径至少为1英寸，打磨宽度应≧30Y，打磨区域距离最近的紧固件孔距应≧2D。见图1。超出上述范围的划伤，按裂纹进行安装加强片修理。
3裂纹
厚度为0.032到0.090英寸的蒙皮上的裂纹，若裂纹长度小于2英寸，可将裂纹及周边整个圆形区域内的材料切除，用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作圆形加强片。对长度为2到4英寸的裂纹，切除区域为方形，并且切除部分的四个角半径必须大于0.5英寸，然后用与被修理蒙皮材料相同，并且厚度相同或更厚一级的板材制作方形加强片。t=被修理的蒙皮厚度；w=裂纹长度或被切掉的材料长度；Ftu=被修理的蒙皮极限拉伸强度；Pa=每个紧固件允许的剪切力，取紧固件最大剪切力和板材能承受的最大挤压力二者中的小值。
加强片修理还需遵守下列一般规则：
（1）紧固件边距一般至少为2D，同一排紧固件，每10个紧固件中允许有一个边距1.5D。
（2）修理件应使用与被修理蒙皮同一材料，并且热处理方式也相同的板材制作（例如7075—T6，2024—T3），厚度与蒙皮或更厚一级。
（3）填充片应使用与被修理蒙皮同一材料，同一厚度的板材制作。
（4）所有修理件都要去除毛刺及锋锐边缘。
（5）所有修理件及被修理的铝合金蒙皮加工面都应进行表面阳极化及涂底漆和面漆，以防止腐蚀。
（6）紧固件孔距应为4D到6D。
（7）修理件与被修理蒙皮之间需涂胶防腐。
（8）加强片若安装在气动严格部位，需要进行气动表面倒角，倒角边缘厚度应打磨到≤0.030英寸，倒角宽度为0.25到0.35英寸，紧固件孔应距离倒角开始线至少0.030英寸。
（9）在气动严格部位，若加强片未倒角，可在加强片周围进行气动涂胶代替，密封胶的斜度为20：1。
（10）距离小于3英寸的两块加强片应合并成一块大的加强片。拉钉只能用在非增压区蒙皮和非主结构蒙皮上。
（11）若修理区域原先已装有紧固件，修理后可安装加大一级或两级的紧固件。
民用飞机系统 篇6
【关键词】民用飞机；计划编制；计划管控
对于民用飞机的研制工作属于一项非常复杂的工程，是很多项目的集合体，涉及到机构的强度以及材料的标准等多个专业领域，民用飞机的研制需要经过几万人参与工作，设计的零件多达数万个，上百个供应商的支持，研制花费的时间大约在6到10年之间。本文讲述了项目计划具体的编制方法以及研究项目计划的相关控制方法。
一、项目计划具体的编制方法
计划的编制需要遵循以下四个基本原则。1.系统性原则。结合系统工程的具体思想，项目计划需要对整个项目合理的安排计划，主线之间存在关联与制约的关系，需要针对项目具体的研发设计以及各个供应商等进行系统的协调和安排。2.协调性原则。在项目的具体计划中，需要协调好各个专业在输入输出上存在关系，避免出现由于任务缺乏基本的输入条件导致整个工作受到干扰的现象。3.简化性原则。为了方便项目的管理，操作的流程比较简单，对于计划的编制要求简单明确，容易界定，明确各自的任务，进行目标化的管理。总而言之，整个计划的编制要在保证科学合理的前提下，避免过于繁琐或者过于简单。如果太繁琐，就会导致项目实施无法准确的抓住项目的要领，找不到重点，没有目标，如果过于简单，在项目实践过程中，计划编制的内容就无法发挥真正的指导作用，导致执行人员找不到计划的要点。4.平衡原则。平衡各计划项目的难度，平衡团队任务之间的负荷，平衡各个项目的战略目标。
按照研制程序对各项研制任务的具体要求，确定最终的研制目标，并结合研制所处的状态。确定项目研制的目标以后，各个专业需要开展年度计划编制工作，编制的工作包含全年研制的具体活动，科学系统的安排各个任务的周期以及内部存在的关系，考虑资源的利用价值，借鉴以往的经验，为不可预测的各种风险预留一定的时间，合理的划分控制点，明确各项任务最终的验收条件。明确各项任务的具体工作内容并协调任务的进度，对任务的输出以及输入关系保证基本的协调性。平衡任务的难度，目标不能设置的过低，导致由于目标容易实现，研发工作就会缺乏挑战性，目标也不能设置的过高，目标过高很难实现，将会极大的打击研发团队的信心，缺乏研发工作的积极性。平衡各个研发团队需要完成的任务量，平衡计划的短期目标以及长远目标，平衡各个资源之间的关系，最终实现项目的优化。完成项目计划基本的协调工作后，将周期最长并且非常重要的研发工作作为实施管控的重点内容，制定全年的主要研发路径。应用相关的并行程序，加强对项目的工艺设计，同时，多种活动并行，融合整个项目的技术管理内容，最大程度的减少项目科研的时间，提升科研产品的整体质量。可以利用计算机技术对计划进行模拟，利用先进的技术实现项目的优化。
根据项目计划的具体情况，对项目的计划进行专家的评审，评审整个项目是否具有科学性以及完整性，并做种综合的评价，项目管理的相关负责人员根据评审的最终结果对项目计划进行适当的调整，最后确定项目的准确计划。
二、研究项目计划具体的控制方法
在确定好计划基线以后，对项目的技术以及组织进行科学系统的管理，管理参与项目研发的供应商，对计划的内容进行考核和审查，对存在的各种风险进行管理，通过各方面的努力共同推动计划的进一步执行。1.严格控制影响整个研发项目关键路径的相关任务，配备资源，保证整个项目的整体进度。2.对一些影响项目具体进度以及适航等活动的工程进行合理的更改和调整，更改基本的构型基线，对技术实行状态管控。3.进行适当的沟通管理，建立各种沟通的平台，实现多层项目的顺利沟通，保证所有重要的信息资源能够在项目进行研发的过程中有效的进行传递。在横向线上，建立互相沟通以及协调的平台，进行设计、制造、试飞等活动，建立客户服务以及供应商之间相互沟通的有效平台，在整个设计体系的内部，实现项目横向沟通。在纵向线上，需要规定研发团队能够及时反馈研发项目阶段的各种信息，包括研发的进度以及研发项目存在的问题等，项目的决策层在对项目有了基本的了解之后做出正确的决策以及各种工作的具体安排。4.根据项目研发的各种需求，建立柔性化的项目团队，对整个项目研发过程中具体项目设计以及制作等技术和项目管理的相关工作与项目团队有效的相互融合，并且，强化并行，促进各个专业之間进行实时的沟通和联系，明确各自的责任范围，对工作的内容划清界限，赋予相关部门一定的权限，充分的调动研发团队内部工作的积极性以及主动性，确认研发团队之间具体的责任体系。5.按照项目的制造商以及供应商的基本模式，对供应商建立合理有效的管理体系，满足项目研发的各种需求，制定内部的管理程序，规定各种要求，对所有项目的供应商实施科学、系统的管理和控制。6.加强对项目执行进行的监督和检查的力度，强化对项目计划具体的执行情况进行的监督和检查，及时发现项目研发计划中存在的各种问题以及项目研发的风险，制定有效的应对措施，随时调整项目计划的内容，加强对资源的各种保障。7.根据民用飞机具体的研发特征，确定在执行项目计划过程中需要注意的重点内容，确定项目考核以及评级的具体标准，对各种标准赋予不同层次的权力。对需要进行考核的项目计划按照不同的特点进行分类，根据项目计划不同的难度以及在整个项目研发中占有的位置赋予不同级别的权重，及时调整项目的计划，考虑项目计划存在的各种影响，最后可以按照不同标准进行评分，按照不同的分数明确项目计划具体的执行情况，对项目计划进行合理的考核以及评价。8.通过对项目存在的各种风险进行科学合理的分析、评估，最后做出准确的评价，实现在执行项目计划时对各种风险进行及时的管控。
结束语
综上所述，本文主要分析了民用飞机研制项目的计划编制以及项目计划的方法，将系统工程以及研发团队的各种模式应用于民用飞机具体的研发计划管控中。怎样才能利用更加科学合理的方法深入优化民用飞机研发的计划，成为了科研的重要课题，本文在计划执行中将各种控制计划的方法相互融合，这一科研项目也是研发民用飞机项目管控的重要内容。
参考文献
[1]陈庆华，杨惠鹄，陈浩光，李克华.航天发射试验组织指挥网络计划管理系统[J].指挥技术学院学报，2010，8：1-5.
[2]张苓.关于型号项目的计划管理.管理与实践[J].2011，8：32-34.
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[4]赵成雷，冯俊文.基于灰色关键链的项目进度管理方法及应用[J].2010，6（3）：55-64.
民用飞机惯性基准导航系统校准分析 篇7
惯性基准导航系统是近几年发展起来的新型惯性导航系统。该系统具有体积小、质量轻、可靠性高等特点, 能够通过飞机主控中心总线系统向主控中心输出飞机的姿态、航向、加速度等信息。惯性基准导航系统主要由惯性基准装置 (IRU) 、飞机个性化模块 (APM) 以及安装托架三个部分构成[1]。其中IRU是惯性基准导航系统中最重要的部分, 它包含了所有惯性测量元件以及计算功能, 而APM则主要用于存储IRU的安装校准数据、飞机的具体型号等方面的数据, 这样能够在更换IRU部件之后, 直接读取数据, 而无需从新对IRU装置进行校准。每套惯性系统均有两种工作方式, 分别为导航方式和姿态方式, 其中导航方式是系统的正常工作方式, 在此种工作方式下, 惯性基准导航系统能够向飞机的控制中心提供全部导航参数;而姿态方式则是在飞机的系统导航功能失效之后所进行的一种降低精度的工作方式, 此时, 系统只能向飞机控制中心提供包括姿态和航向等的少量数据信息。
2 民用飞机惯性基准导航系统的校准
2.1 正常校准
飞机在停靠地面通电之后, 将惯性导航控制显示组件上的工作方式按钮从OFF状态拨出置为NAV状态, 系统会自动在5秒钟的电瓶测试之后进入到正常校准的状态中, 此时, 控制显示组件上的“ALIGN (校准) ”灯会稳定的点亮, 飞机中央电子监控显示屏中会显示“IRSIN ALING>7”的信息提示。此时大气数据基准组件提供的计算空速、垂直速度以及气压高度数据会在正、副驾驶员位的主飞行显示器上进行显示[2]。惯性基准导航系统的正常校准过程主要包括两个阶段, 通常完成整个校准过程需要耗时约10分钟, 具体校准过程描述如下。
(1) 首先对惯导系统进行粗略校准, 校准的前30秒为水平粗校准阶段, 此时系统主要通过加速度计对飞机的姿态角进行测量。假设飞机停在地面使机头的仰角为θ度, 倾斜角度为0时, 虽然沿着飞机的纵轴方向没有线性加速度, 但是纵向加速度计会随着飞机纵轴俯仰θ度, 此时加速度计的质量摆摆敏感到了重力加速度g的分量g·sinθ, 输出信号为Uy, Uy具体计算可以采用下面的公式:
公式中的Ky表示纵向加速度计的比例系数。如果纵向加速度计的俯仰角较小时, sinθ≈θ, 其中θ的单位用弧度进行表示。因此, 可以得到
(2) 然后利用横向加速度计对飞机的倾斜角度进行测量, 按照纵向加速度计的测量原理进行测量, 当飞机停在地面时, 其倾斜角为γ、俯仰角为0时, 重力加速度g随着飞机的横轴的分量g·sinγ被横向加速度计敏感到, 此时输出信号为Ux。则
公式中的Kx表示横向加速度计的比例系数。如果横向加速度计的倾斜角度较小时, 则sinγ≈γ, 其中γ的单位用弧度进行表示, 则
如果飞机在停放地面时, 出现了仰角和倾斜角同时存在的情况, 采用上面的计算公式可以测量到飞机的真实俯仰角度, 而所测量到的倾斜角度则不是飞机的真实倾斜角度。在30s的粗略校准之后, 飞机的俯仰角以及倾斜角都计算出来, 正、副驾驶位的飞机符号计空地球出现, 俯仰以及倾斜的刻度指示信号也会被显示在主控屏幕上。
2.2 陀螺———罗盘的处理以及水平精确校准
该阶段的校准过程至少需要花费9分30秒时间, 主要是对飞机的真实航向角进行测量, 并利用地球自转角速度的垂直分量对飞机当前所处位置的纬度进行精确计算。
(1) 飞机真实航向角的测量
当飞机停在地面时, 假设其俯仰角及倾斜角均为0, 此时飞机的真航向角度为ψ, 飞机所在地的纬度为φ。由于飞机处于停止状态, 其会随着地球自转而一起运动, 此时飞机的自转角速度与地球的自转角速度相等, 用ω表示 (ω为15°/小时) , ω在飞机所在地水平面上的分量为ω·cosφ, 垂直分量为ω·sinφ。同时可以将水平分量分解为沿飞机纵轴和飞机横轴的两个分量, 分别表示为ω·cosφ·cosΨ和ω·cosφ·sinΨ, 这两个分量分别被纵向陀螺计横向陀螺所敏感, 并以Vy和Vx进行输出。可以利用纵向陀螺的比例系数Ly和横向陀螺的比例系数Lx计算出Vy和Vx的值。
(2) 飞机所在位置的纬度测量
根据上面的原理, 可以知道飞机所在位置的垂直分量ω·sinφ可以被垂直陀螺敏感, 输出信号为Vz, 则利用垂直陀螺的比例系数Lz可以计算出输出信号Vz的值。
这里, 需要考虑飞机在停放时, θ和γ的具体值, 因为上面的研究是假设θ和γ角度的值为0的, 而在实际测定过程中, θ和γ值可能不为零, 因此上述所得的ψ以及φcal均为近似值。同时, 在进行上述计算过程中, 未对激光陀螺以及加速度计自身可能存在的误差进行考虑, 同时也没有考虑到校准过程中可能存在的外界动态干扰, 因此, 计算结果的精确度需要进行进一步处理。
3 结束语
惯性基准导航系统是当前民用飞机中最重要的机载系统之一, 惯性基准导航系统所提供的飞机姿态、航向、即时地理位置、加速度等信息, 为飞机导航系统以及控制系统的可靠工作提供了重要的数据支持, 对保证飞机的安全稳定运行具有重要意义。目前, 惯性基准导航系统在使用过程中, 由于受到各类因素的影响, 其本身所提供的数据出现偏差是不可避免的, 对此通常在飞机停飞时, 对其各项参数进行校准, 保证输出数据的准确性。通过文章的分析研究, 也希望为相关的工作提供一定的参考, 对国内惯性基准导航系统的研究工作的发展起到一定的推动作用。
参考文献
[1]刘红.波音737-800飞机惯性基准系统的地面校准[J].中国科技信息, 2007 (10) :104.
典型民用飞机制冷系统分析研究 篇8
飞机从地面升入高空时, 外界环境变化居烈, 可能在几分钟内就变成一个超低压、超低温、湿度几乎为零的环境。人类在这种环境中无法生存。制冷系统的功能就是将来自上游气源系统的高温高压气体, 调节成温度、压力及湿度适宜的空调供气, 再与再循环空气混合, 经配平系统调节后供入座舱, 实现座舱环境的调节[1]。
本文选取两款主流干线飞机的制冷系统进行对比分析, 为现代民用飞机制冷系统的设计提供参考。
1 制冷系统的基本组成
制冷系统主要由空调组件和组件温度控制系统等组成。空调组件冷却来自气源系统的热空气, 并传送至下游的分配系统。组件温度控制系统控制组件出口温度, 并防止空调组件内部超温或结冰。
本文将从空调组件和组件温度控制系统两方面展开制冷系统的对比分析。
2 空调组件比较
图1和图2给出了两款机型的制冷系统原理图。两款机型均采用三轮升压式空气循环制冷系统。三轮升压式空气循环制冷系统主要部件包括初级换热器 (或次热交换器) 、主换热器、压气机、涡轮、风扇、水分离器、回热器和冷凝器等。来自发动机的热引气首先经过初级换热器冷却, 接着进入压气机被压缩为高温高压的气体, 再进入主换热器进行进一步的冷却。回热器和冷凝器可以使其温度继续降低到露点温度以下从而使湿空气形成游离水, 之后在水分离器中大部分的游离水将被除去。经过除水处理的干燥空气进入涡轮膨胀冷却成为低温冷气, 通过单向活门进入下游的混合器组件。两者的区别主要有以下几点:
a.机型1的热交换器是串联布置, 称为初级换热器和主换热器。机型2的热交换器则为并联布置, 称之为主热交换器和次热交换器。从安装角度考虑, 机型1的空调组件需要更多高度方向的安装空间, 而机型2的空调组件则需要更多沿机身方向的安装空间。这也与各机型的总体布置方案有关。从性能角度考虑, 由于并联布置时, 主换热器的冷边空气均来自外界大气, 相比于串联布置时, 初级换热器的冷边空气来自主换热器冷边出口, 主换热器可以获得更低的热边出口温度。
b.机型1在冷凝器热边出口处有一个水分离器, 机型2除在冷凝器热边出口处装有两个水分离器外, 它在次级换热器出口处也布置有水分离管。这是由于在某些运行工况下, 主换热器出口温度低于水蒸气露点温度, 水蒸气将达到饱和, 凝结成水滴, 因此先将这部分水除去。
c.机型2风扇腔装有风扇旁通单向活门, 当冲压空气压头大于风扇升压能力时, 气流将从风扇旁通单向活门旁通以减小流阻。机型1没有此设计。
3 组件温度控制系统比较
组件温度控制系统通常由冲压空气系统、若干温度传感器、防冰或热空气旁通活门以及温度控制器等组成。
3.1 机型1组件温度控制系统功能介绍
表1列出了机型1组件温度控制系统的主要部件, 各部件在空调组件的布置详见图1。
3.1.1 机型1组件温度控制系统的基本运行原理
机型1组件温度控制系统通过组件控制器 (1) , 根据组件出口需求温度和组件出口温度传感器 (10) 信号来调节旁通活门 (2) 和冲压空气进气口作动筒 (3) 以获得组件出口需求温度, 同时根据压气机出口温度传感器 (5) 保证空调组件不超温。
3.1.2 组件温度控制系统具有防、除冰功能
对于除冰模式, 防冰活门 (4) 通过探测冷凝器冷热端上下游压差来探测冷凝器内是否结冰。当压差大于一定值时, 防冰活门将打开, 热引气被供入到涡轮出口溶化冷凝器内产生的冰。当组件温度控制器故障, 安装在冷凝器冷边出口的气压式温度传感器 (9) 的压力将随着温度的变化而变化, 防冰活门将根据该压力值打开或关闭以维持组件出口温度约为15℃。
组件控制器根据水分离器出口温度传感器 (7) 信号调节旁通活门, 以保证水分离器出口温度在冰点以上。
3.1.3 组件温度控制系统具有超温保护功能
压气机过热温度传感器 (6) 用于探测压气机出口温度超温情况。当压气机出口温度超过告警温度, 位于空调组件上游的流量控制系统将切断上游气源, 使空调组件停止工作。气压式压气机过热温度传感器 (8) 也用于探测压气机出口超温情况。当组件温度控制器故障时, 压气机过热温度传感器无法工作, 若此时压气机出口超温, 气压式压气机过热温度传感器将给出信号, 要求减少进入空调组件的流量。
3.2 机型2组件温度控制系统功能介绍
表2列出了机型2组件温度控制系统的主要部件, 各部件在空调组件的布置详见图2。
3.2.1 组件温度控制系统的基本运行原理
机型2的组件温度控制器 (1) 根据位于压气机出口处的冲压空气传感器 (6) 信号, 通过冲压空气作动筒 (3) 调节冲压空气调节板的位置, 从而调节冲压空气的流量。同时通过TCV (2) 调节热空气的配平流量, 以达到组件出口需求温度。
3.2.2 组件温度控制系统具有防、除冰功能
从图2可以看出, 在组件上游有一支热旁路, 直接将上游引气引入涡轮外壳用于防冰。同时, 组件控制器根据水分离器出口温度传感器 (7) 信号调节TCV, 以保证水分离器出口温度在冰点以上。
备用TCV (4) 除了作为TCV的备份外, 还可以向涡轮出口提供热气除冰。
3.2.3 组件温度控制系统具有超温保护功能
机型2的空调组件具有三个过热电门:压气机过热电门 (5) 、涡轮过热电门 (8) 和组件供气过热电门 (9) , 当相应位置的温度超过一定值时, 组件将自动关闭。
3.3 机型1与机型2组件温度控制系统对比小结
通过对两款机型组件温度控制系统的介绍, 可以发现:
a.机型1采用了较多的气压式温度传感器, 此类传感器可以在组件温度控制器故障时, 通过气压感受温度, 降级调节组件出口温度和除冰。在组件温度控制器可靠性较低的情况下, 这种设计提高了组件温度控制系统的可靠性。但同时也增加了重量和控制逻辑的复杂度。
b.两款机型都采用了单独的活门用于除冰, 而非采用热旁路活门兼顾。由此可见, 组件的除冰设计是组件温度控制设计较为重要的部分。
4 结论
通过对两款机型的对比, 得出以下结论:
a.在组件温度控制器可靠性较低的情况下, 气压式温度传感器虽然可以提高组件温度控制系统的可靠性, 但同时增加了重量和控制逻辑的复杂度。
b.组件的除冰设计是组件温度控制设计中较为重要的部分。
摘要：选取两款典型制冷系统进行对比分析, 阐明了制冷系统采用气压式温度传感器的优缺点, 并指出除冰设计是组件温度控制系统设计的重要部分, 为现代民用飞机制冷系统的设计提供参考。
关键词：空调组件,组件温度控制,制冷系统,民用飞机
参考文献
民用飞机ADIRS系统级需求研究 篇9
1 ADIRS功能
1.1 大气数据基准 (ADR) 功能
ADIRU中的大气数据基准部分应包含大气数据计算功能, 并具备存储静压源误差修正 (SSEC) 参数并进行修正的能力, 并能以A429总线的形式输出至少以下的数据信息。
1.2 惯性基准 (IR) 功能
ADIRU的IR部分应能够在横滚和偏航轴以及±85°俯仰轴上进行全自由度操作。ADIRU惯性基准功能至少提供以下参数:
IR除了能够接受来自ADR的真空速 (TAS, True Air Speed) 以及高度变化率即垂直速度 (VS, Vertical Speed) 数据, 还应能和ARINC743A GNSS传感器交联, 接收GPS的经纬度以及Time Mark等参数信号, 以提高IR输出参数的精度。IR最终计算出来的结果应通过ARINC429高速总线输出给其他系统, 例如FCS, FRS, OMS等。
2 ADIRS性能指标
大气数据基准 (ADR) 性能指标
2.1 ADM 性能指标
如果将大约47.5mb (绝对) 到1900mb (绝对) 范围内的压力施加到压力装置, 则不应当损坏ADM;如果暴露在2900mb (绝对) 压力环境下, 且压力输入不大于950mb, 则不应当损坏ADM。
在测试ADM的泄露速率的试验中, 设定使用不超过2L的气体, 在40000英尺的高度, 每套压力 输入 ( 不包括相 关的飞机 管路, 如果有的话) 的ADM泄露速率不应当超过0.1mb/分。
2.2 ADR 输出参数性能指标
ADR输出参数的性能指标如表1所示。
2.3 惯性基准 (IR) 性能指标[2]
IR在外部环境温度高于0°C, 且纬度在±70°之间工作, 从加载电源到完成自动对准过程所需时间应小于10min。
IR输出应满足以下性能:
(1) 位置 (组合) :25m (在有SA的情况下, 100m) 。
(2) 位置 (惯性) :如果飞行时间在10小时内, 则应满足2NMPH (95% CEP) ;如果飞行大于10小时, 垂直航迹位置误差不应当超过±20NM (95% CEP) , 沿航迹±25NM (95%CEP) 。
(3) 磁航向精度 (2σ) :
50°S<纬度<50°N, Accuracy = 2.0°;
60°S<纬度<=50°S, 并50°N<=纬度<68°N, Accuracy = 3.0°;
其他 (82°S和82°N之间, 除两极区域) , Accuracy = 4.0°。
(4) 姿态:0.5° (2σ) 。
3 ADIRS相关操作
3.1 大气数据基准 (ADR) 相关操作
ADR相关操作包括以下操作:
(1) 源选择开关 (如图1所示, 红框表识) , 通过此旋钮来选择正副驾驶的PFD上显示的大气数 据相关的 数据来源 于哪套ADIRS。位于“NORM”位置时, 正驾驶PFD显示数据来自第一套, 副驾驶PFD显示数据来自第二套, 第三套备用;位于“CAPT3”位置时, 正驾驶PFD显示数据来自第三套;位于“F/O3”位置时, 副驾驶PFD显示数据来自第三套。
(2) 气压修正旋钮, 飞行员通过此旋钮来设置显示高度为标准气压高度或是修正了场压的修正气压高度。
(3) 探头加热控制开关, 通过此开关来控制大气数据探头加温。
3.2惯性基准 (IR) 相关操作
惯性基准 (IR) 应提供下列操作模式:
(1) OFF: 断开全部 电路 (控制电路 除外) 。
(2) ALIGN:该模式是自动的, 但在某些飞机上可由操作人员选择。这个自给过程利用了外部即时位置输入, 系统应以当地垂直和方位基准计算即时方位, 并进行自测试和校准。
(3) NAV:如果对准成功, 系统应当提供姿态、位置、速度输出, 机体和欧拉加速度、角速率, 以及合成磁航向。
(4) ATT:如果连续更新的导航数据 (惯性基准垂直和位置) 丢失, 系统应当操作模式, 仅提供飞机姿态输出、方向基准、加速度和角速率。磁航向降 低到“自由”DG状态, 由操作人员手动设置, 修正漂移。
注:ATT模式 (对某些飞机机型是可选的) 为备用模式, 其性能不亚于优质的垂直陀螺和方位陀螺。仅当设备故障或者飞行中电源故障引起惯性基准垂直和位置信息不可用时, 才使用该模式。正常工作中不适用该模式。
IR数据源选择旋钮 (如图2中红框标示所示) , 通过此旋钮来选择正副驾驶的PFD上显示的惯性基准相关的数据来源于哪套ADIRS。位于“NORM”位置时, 正驾驶PFD显示数据来自第一套, 副驾驶PFD显示数据来自第二套, 第三套备用;位于“CAPT3”位置时, 正驾驶PFD显示数据来自第三套;位于“F/O3”位置时, 副驾驶PFD显示数据来自第三套。
4 ADIRS安全性与可靠性
ADIRS系统应该满足飞机的FHA的失效状态等级以及可靠性要求。ADIRS为A级系统, 失效概率达到10E-9, 其软件的研制保障等级为DO-178B A级, 硬件的研制保障等级为DO-254 A级, 飞机一般有三套独立的ADIRS, 单套的ADIRS的失效概率达到1E-4, 其MTBF为10000h。
5 ADIRS维护性
为了确保不同制造商的设备具备可互换性 , A D I R S设备应当 严格遵守A R I N C 6 0 0 。具体来说 , 设备应当 满足ARINC600中关于尺寸、误差、手柄、冷却设施、以及重量和中心方面的要求, 除了冷却口和前端 紧固销位 置 , 该装置应 当遵循ARINC600中4MCU外形参数基本标准, 冷却口和前端紧固销位置应适用于4MCU类型。
ADIRS相关的传感器AOA、TAT、空速管/机身静压孔均安装于飞机机头的两侧, 具体的位置因飞机机头的形状而定。传感器布置在 飞机外部, 可达性较 好 , 便于维护。
ADIRS设备的应提供数字化数据通信端口, 以ARINC429格式与机载维护系统 ( O M S ) 进行数据 通信, 向O M S系统报告ADIRS系统的Maintenance Word以及设备状态信息, 以便于在地面对设备故障进行定位, 并及时进行ADIRS系统的地面维护。
参考文献
[1]ARINC 738A.AIR DATA AND INERTIAL REFERENCE SYSTEM (ADIRS) , 2001.
[2]ARINC 704A.Inertial Reference System, 1999.
浅析国产民用飞机通信系统仿真设计 篇10
通信系统是民用飞机航电系统的重要组成部分, 由多个子系统构成, 主要用于飞机与飞机、飞机与地面之间的语音/数据通信。通信系统的试验室仿真系统的设计与搭建, 可以验证所研制设备的功能、输入输出接口的正确性。为飞机通信系统的详细设计打下良好的基础。
二、技术要求
2.1功能要求
a) 仿真通信系统设备所有ARINC429数字总线接口的输入和输出功能, 包含硬件特性和接口控制文件所规定的软件接口;b) 提供各种激励 (包括航电系统对通信系统的激励、数据链激励、地面话音激励、电源激励等) 实现通信系统设备仿真器的激励并对仿真器的输出进行响应;c) 提供仿真所有离散量、模拟量接口的输入输出能力, 应具备信号调使输入输出接口特性符合真实设备的电气特征;d) 提供必要的计算机设备和数字信号仿真卡、离散模拟信号采集卡来仿真真实设备的信号处理和数据处理能力;e) 提供仿真软件仿真真实设备的功能、接口、操作响应以及图形显示的能力, 仿真软件能实现系统设计中对设备的数据流和控制流要求;f) 提供总线监视功能, 对系统内的输入输出数据进行统一监视;g) 提供连接设备 (包括数据交换机、以太网交换机、RDIU仿真器、配线柜) 和连接电缆等实现系统的互联互通;h) 应具备修改设备工作参数能力, 并能将修改后的参数按照ICD的要求进行输出;i) 具备飞行航线场景想定功能, 根据想定的场景对通信系统仿真器进行静态/动态激励;j) 应提供以太网接口, 在试验时接受试验环境的集中控制和管理;
2.2硬件与软件要求
a) 仿真器应采用PXI总线的工业标准机箱+插卡的形式, 激励器和监视设备可采用普通工控机形式;b) 仿真器、激励器、监视设备应适合在19寸标准机柜中进行安装;c) 仿真器、激励器、监视设备基于Windows、Linux或ARINC 653操作系统进行设计和开
三、仿真器架构及组成
通信仿真器应仿真设备除了射频外的所有接口, 基于仿真器的通信系统架构应和真实的通信系统具有相同的A429、模拟 (音频) 、离散、电源接口, 同时, 仿真器应通过以太网接受试验环境控制计算机的控制。
3.1外部仿真器设计方案
外部仿真器由高频 (HF) 电台、甚高频 (VHF) 电台、卫星通信设备的接口激励单元和仿真器单元组成。接口激励单元主要是将来自仿真器外部的信号处理成仿真器单元所需的信号并送给仿真器单元或将来自仿真器单元的信号处理后送出。仿真器单元主要是对高频电台的接口进行仿真, 以验证高频0功能和输入输出接口的正确性。
3.2人机界面仿真器设计方案
人机界面仿真器由音频控制器与调谐控制器的接口激励单元和仿真器单元组成。根据通信系统仿真架构, 音频控制器仿真器分为3部分组成, 包括主驾音频控制器、副驾音频控制器和观察员音频控制器, 主要完成外部仿真器的通道选择、音量调节等功能。三个音频控制器功能综合集成在一个音频控制器仿真器内, 由COST板卡和信号调理箱组成。
调谐控制器同样由3部分组成, 分别命名为左调谐控制器、右调谐控制器及中调谐控制器, 称谓小有差别, 但功能却相同, 仅需对编程针脚 (Program PIN) 做简单跳线即可全功能互换。其主要功能是完成外部仿真器的频率调制。
3.3内部仿真器设计方案
内部仿真器由音频处理器仿真器组成。根据通信系统架构, 仿真器可分为2部分, 左音频处理器仿真器和右音频处理器仿真器。每个音频处理器仿真器由COST板卡和信号调理箱组成。音频处理器仿真器的功能主要有数据集中和无线电管理、数据链通信、音频管理和其他功能, 具体功能设计见下列章节。1、数据链通信功能。数据链通信是飞机的数据中心 (对应功能简称为CMF) , 根据系统要求实现如下功能:根据航电系统仿真激励器中CSA的操作, 实现对通信管理的时间设置、APM设置、频率设置、链路设置四种管理;将来自仿真激励器的AOC/ATC应用的下行消息通过合适的媒介发送出去;将来自VHF、卫星通信和HF的上行消息路由给仿真激励器的AOC/ATC应用或送至打印机打印。2、音频管理功能。通信仿真系统采用数字语音传输系统, 音频处理器仿真器作为处理核心担负着数字语音处理、数字语音告警、模拟话音接入以及数字话音的分发功能。具体的功能包括:接受3个音频控制器的通道选择、音量调节等控制;实现VHF、HF、卫星通信的视觉、声觉提示与用户操作;将通信仿真设备的音频经过选择、混音、放大后输送到音频控制器中;将音频控制器的音频经过选择、混音、放大后输送到通信设备中;根据离散告警指令实现告警音的输出;
四、结束语
本方案描述了国产飞机通信仿真系统的设计内容, 通信系统设备仿真器的研制, 对于提升国内研制单位对通信系统的认知能力, 支持航电系统集成联试具有重要的意义。
摘要：通信系统的试验室仿真系统主要由甚高频仿真器、高频仿真器、卫通仿真器等通信子系统的仿真器组成。可以验证所研制设备的功能、输入输出接口的正确性。
关键词：仿真,高频,甚高频,激励,调谐,卫通
参考文献
[1]侯学隆, 陈邓安, 王文恽机载无线语音通信仿真系统研究与实现2012.11
