机载维护系统 篇1
机载维修设备的发展经历了从无到有,从模拟式到数字式,从分布式到集中式的发展,到下载已经发展成为集故障诊断,故障隔离与飞机和发动机状态监控于一体的机载维护系统(Onboard Maintenance System——OMS)。
1 机载维护系统的功能特点
机载维护系统是由电子式中央警告监控系统(Electronic Centralized Aircraft Monitoring system——ECAM),数字式飞行数据记录系统(the Digital Flight Data Recording System(DFDRS))飞机状态监控系统(Aircraft Condition Monitering System——ACMS)和中央维护系统组合而成的一个综合系统。如图1所示。
正常使用时,ECAM长期显示飞机的正常参数,飞机状态监控系统和DFDRS长期记录飞机系统参数。当探测到飞机系统有不正常的情况时,ECAM显示不正常的参数或功能以及相关的警告,中央维护系统记录由各系统的BITE探测到的故障信息,以故障报告的形式显示给维护人员。中央维护系统记录还记录由飞行警告计算机(Flight Warning Computer———FWC)产生的各种警告,以驾驶舱效应报告的形式显示给维护人员。
如果飞机上安装有飞机通讯寻址报告系统(Aircraf Communication Addressing Reporting System———ACARS),ACARS可以将CMS形成的维护报告和由ACMS系统形成的飞机状态参数和发动机状态参数以数据链的形式发送到地面维护基地,形成飞机和发动机的远程故障实时监控诊断系统。如果飞机上安装有多功能磁盘驱动组件,则中央维护系统形成的报告和飞机状态监控系统监控到的飞机和发动机数据可以下载下来,在普通计算机对特定的故障进行进一步的分析和研究,或研究故障的发展趋势。
2 机载维护系统和不同类型的飞机系统的连接特点
机载维护系统的核心是中央维护系统(CMS),中心维护系统(CMS)通过中央维护计算机(Central Maintenance Computer——CMC)和飞机各系统的BITE连接。在机载维护系统中,根据飞机各系统的能力,将飞机系统分为一类系统,二类系统和三类系统,CMC与这三类系统与CMC之间采取了不同的连接方式。如图2所示。
飞机上的大多数系统都是一类系统。一类系统可以存储最后64个飞行航段中发生的故障。一类系统与CMCs之间的连接是双向的,通过ARINC429输出总线与CMC1和CMC2连接,向它们发送BITE数据,通过ARINC429输入总线和CMC1连接,接收由CMC1每隔120毫秒发送的航段等信息。这样的连接方式使维修人员自爱地面时能够对一类系统及其组成部件作地面深度维修和交互式测试。
二类系统只记忆最后航段的故障,二类系统通过AR-INC429输出总线与CMC1和CMC2连接,向它们发送BITE数据,CMC1和CMC2则通过离散信号向二类系统发送起始系统测试的请求。
三类系统是简单系统,与CMCs之间仅通过两个离散信号连接。该类系统不能记忆故障信息,输入的离散信号用于启动系统的测试或对系统进行复位,输出的离散信号用于显示系统正常或不正常。
3 CMC对内部故障和外部故障的处理特点
每个BITE能够区分内部故障和外部故障。内部故障发生在系统内部,外部故障是指本系统以外的组件发生的故障,但是,该组件的故障对本系统的工作产生了影响。比如,迎角传感器属于大气数据计算机系统的组成部件,若该组件故障,对大气数据计算机来说来说就是内部故障。大气数据计算机将CMC发送内部故障的信息。由于该组件故障后会影响到系统A,系统B和系统C工作,所以,对系统A,系统B和系统C来说该故障就是外部故障。所以,系统A,系统B和系统C将向CMC发送一个外部故障的信息。如图3所示。这样处理的目的是能够将故障归到相应的系统,便于在地面进行深度维修和系统测试时准确地找到对应的工卡。
4 CMC对不同威胁程度故障的处理特点
根据系统的功能和故障对飞行安全的影响程度,CMC将故障分为一级故障,二级故障和三级故障。
一级故障是最严重的故障,该类故障对飞机目前的运行有直接影响,要求根据最低设备清单(the Minimum Equipment List(MEL).)立刻对故障进行维修。一级故障发生时,发动机/警告显示器(Engine/Warning Display——EWD)上有警告信息,主飞行显示器和/或导航显示器上和/或系统显示器上警告旗。驾驶舱内有警告。
二级故障(Class 2 failures),该类故障不会对飞机目前的运行产生影响,但是,如果该故障再次发生,将会对飞机运行产生影响。这类故障会在地面时,通过ECAM报告出来。
三级故障,该类故障对飞行安全没有影响,在下一次定检之前都可以不进行维修。这类故障不会显示给飞行机组,它们可以无时间限制的保留下来。
5 系统BITE的报告的特点
BITE的报告只能在地面上才能获得。这些报告会为维护操作提供一些补充的数据。报告的类别是依照系统的类型和各个系统的维护需求的不同来划分的。这些报告都可以被打印出来,或者传输到磁盘上。
5.1 一类系统的BITE报告的特点
一类系统的报告分为基本的和选装的。其基本的包含:最后航段报告、之前航段报告、地面报告、测试、航线可更换组件标识符、排故数据和三级故障。选装的有地面扫描和特殊数据两类。
最后航段报告的作用是在地面显示在最后一次飞行中系统的内部和外部数据故障数据。在这些故障数据中包含了故障LRU的名称、故障发生的时间、故障的等级(一级或二级)以及ATA号。
之前航段报告的作用是在地面显示出在之前64个航段中出现的内部和外部故障的信息。它是之前飞行的最后航段报告的总结。这些故障信息同样也包含了故障LRU的名称、故障发生时间、故障等级(一级或二级)、ATA号以及航段号(1到64)。飞机识别信息也会包含在报告的开头。
排故数据是用来显示故障的补充数据的。该信息包含数据产生的日期和时间、故障出现时系统环境的快照、或计算机内部参数、代码生成的格式等(如飞机构型、活门位置等)。
测试报告有两个作用:从MCDU上开启系统的测试、在MCDU上显示测试结果。如果测试时间超过1秒钟,那么在屏幕中央会显示TEST IN PROGRESS XXS,以告诉操作者所需等待的最多时间。如果测试有故障,那么包含故障LRU名称、ATA号和故障等级的故障信息将会被显示出来。
5.2 二类系统BITE报告的特点
与一类系统不同,二类系统是没有菜单模式的,其在MCDU上的显示是通过CMC来实现的(伪菜单模式)。在操作者在MCDU上选着了系统以后,工作的CMC会将所选的系统的数据显示在MCDU上。二类系统的报告的内容与一类报告是相同的。这些系统也有如下的功能:最后航段与地面报告、三级故障、测试和航线可更换组件标识符。
5.3 三类系统BITE报告的特点
这类系统的功能只有测试和复位两个。对于该类系统也没有菜单模式。其在MCDU上的显示也是通过CMC来实现的。
该类系统的功能实现方式与一类和二类是不同的。无论是测试还是复位,其使用的数据都是在执行完测试或复位后随即产生的。这些数据时不被BITE记录的。在操作者选着了功能后,工作CMC会开启测试或复位功能,并在MCDU上显示出正确操作或故障的信息。
6 总结
现代飞机上机载维护系统的特点很多,功能也越来越强大和完善,正在向飞机监控管理的方向发展。
摘要：简单介绍了机载维护设备的发展,分析了A330飞机上使用的机载维护系统的功能特点,分析了A330飞机上机载维护系统的数据采集特点,和维护信息的发布特点,分析了A330飞机上中央维护计算机和不同类型的飞机状态之间的连接方式,分析了A330飞机上不同类型的飞机系统所形成的维护报告的特点。
机载维护系统 篇2
机载训练系统是指在所使用的装备自身上完成训练的系统,是在作战系统、子系统、设备上嵌入或增加的能够使操作人员更加熟练地掌握各项技能提供的训练系统。其本质是嵌入在装备内部或增加到装备上的功能所提供的训练系统,用来提高并维持操作和维修装备所必需的技能[1,2]。机载训练系统具有节能、经济、安全、不受场地和气象条件的限制、缩短训练周期、提高训练效率等特点,这对于真实场景模拟、培训操作人员、新功能测试等方面有重要意义。
基于总线联网技术构建的机载训练系统可以达到高度的信息综合和资源共享,从而有效实现机载训练系统的显示和控制功能。机载训练系统仿真采用1553B总线标准与武器外挂、数据处理等系统之间进行串行通信,采用以太网进行主仿真系统与飞行控制仿真系统之间通信[3],对飞行数据实时监测,对其他子系统进行功能仿真,并且为了平衡总线负载和消息延迟时间两个指标,进行总线系统消息传输方案优化,提升了总线性能。整个系统设计具有高可靠性和实时性。
1机载训练系统总体设计
机载训练系统的仿真采用自上而下的系统设计方法,构成一个闭环系统,包含显示控制系统、飞行控制系统、任务机系统、外挂管理系统、数据处理系统。其中飞行控制系统驻留在飞行仿真计算机中;显示控制系统和任务机系统驻留在主仿真计算机中;武器外挂管理系统和数据处理系统驻留于嵌入式计算机中。主仿真计算机通过以太网接口与飞行仿真计算机进行数据交互,通过1553B总线与嵌入式计算机交联,嵌入式计算机作为总线上的一个RT,主仿真计算机进行1553B总线控制,控制总线上的信息接收、传输以及信息处理,将系统关键信息反馈给操作人员。
2机载训练系统功能
按照仿真系统设计思想,机载训练系统分为五个部分:显示控制仿真模块、环境仿真模块、火控解算模块、通信管理模块、数据库模块。环境仿真模块将系统需要的各种飞行参数,通过1553B传递给显示控制仿真模块,通信管理模块进行数据的分发,数据库模块进行数据的存储和管理,最终在显示控制仿真模块界面进行显示。
机载训练系统通过虚拟周边按键,模拟飞行员触摸屏,实现触摸控制和画面切换。画面更新通过以太网UDP协议发送至主仿真计算机,主仿真计算机控制数据实时驱动。机载训练系统的显控系统包含多功能显示器和平显仿真器。多功能显示器通过周边键操作,可改变工作状态,完成相关任务,进行相应画面驱动,包含自检画面显示、导航显示、雷达显示、导弹参数显示、敌我态势显示等;平显仿真器主要用于显示高度、速度、航向、姿态等飞行数据,对飞行数据进行监控[4]。
3系统软件设计
机载训练系统软件采用物理仿真,主要包含显示控制仿真、环境仿真、火控解算、通信管理仿真、数据库。由于采用模块化的设计结构,大大提高了系统可靠性、可维护性和可扩展性。机载训练系统软件仿真结构图如图1所示。
3.1 显示控制仿真
显示控制仿真主要进行多功能显示器仿真、平显画面的仿真、任务分配与管理。按照模块化思想,分为初始化模块、控制模块、显示模块、数据处理模块。
初始化模块:完成硬件初始化和软件初始化,主要包含板卡的打开与加载,数据通道的打开等。
控制模块:该模块主要完成系统状态控制、通信控制以及显示控制,即根据子系统的相应状态以及虚拟键的相关操作,确定系统运行状态与工作方式的控制与切换。
显示模块:包括多功能显示器显示和平视显示器显示。系统发送给多功能显示器画面信息,多功能显示器通过周边键切换完成不同任务界面的显示,包含自检画面显示、导弹参数显示等;平视显示器实时显示飞行数据以及飞机的状态变化。
数据处理模块:对将要发送的数据根据系统相应的ICD协议,进行实时编码;对接收到的有关数据块根据ICD协议,进行实时解码,根据系统人员的操作,完成信息实时处理和图形字符的产生。
3.2 环境仿真
环境仿真包含载机模块、目标模块、地理地貌模块。载机模块建立载机模块模型,生成相应航迹数据,仿真中可以设置、监控飞行参数,控制飞机飞行。目标模块建立目标运动相关参数,控制目标的飞行方式。地形地貌模块建立地形地貌数据,其每一个基本单元都包含有特定地理特性,生成相关地理地貌模块。
3.3 火控解算
机载训练系统火控解算主要是空对空的武器瞄准发射计算,根据雷达跟踪目标参数以及本机参数,完成相应方式武器攻击区的计算[5,6],控制武器的发射,将相应结果输出给平显、多功能区域显示。
3.4 通信管理
信息传输的可靠性对于系统的总体运行至关重要,通信管理仿真包含以太网模块和1553B数据总线管理模块。以太网模块包含数据发送模块与数据接收模块。因为UDP通信协议的实时性比较高,因此采用UDP协议进行数据的收发,确保数据传输的实时高效。1553B数据总线管理模块包含总线驱动、总线数据发送模块、总线数据接收模块,控制1553B总线上信息的传输,监控1553B总线上的数据。
机载训练仿真系统在显示控制系统和飞行控制系统之间采用以太网通信,并且可以对飞行数据实时监测,对相关功能模块仿真,在显示控制系统和其他子系统之间采用1553B总线进行串行通信。1553B总线通信系统的性能可以用总线负载和消息延迟时间率这两个指标来评价。总线负载是传输消息所需时间与通信系统总的激活时间的比值,它反映了系统的可扩充性;延迟时间率是消息的实际传输时间与最大允许的延迟时间的比值,它反映了系统传输消息的效率和实时性[7]。
为了合理平衡这两个重要指标,对总线上传输的消息进行优化分配。优化消息分配为合理地安排总线上的各类消息,使得总线消息传输达到总线均衡,即是在满足每条消息最大延迟时间要求的前提下,合理确定每条消息的相位,使得总线各处消息的延迟时间率达到均衡,并以此生成最优效率的总线通信系统传输层软件。优化消息分配法的处理过程分为两步:排序处理和机制插入处理。排序处理是为了整理随机排列的消息块文件,排序的原则是:按消息块最大允许延迟时间由小到大进行排序;具体相同最大允许延迟时间的消息块以消息量大小由大到小排序。机制插入处理是依据总线控制协议更新检测传输的机理,通过发送矢量字方式指令检测数据是否更新。机制插入处理完成将矢量字方式指令插入到需检测的消息或消息块之前的操作[8,9]。优化的消息分配表如图2所示。
依照图2的优化消息分配法,每条消息的传输相位总是安排在用于消息传输时间最小的小周期中,从而各个小周期用于消息传输时间的差异不会超过一条消息的传输时间,总线的平均延迟时间率是均衡的,而且此优化方案的解是惟一的。
优化的消息分配法,相对于简单的消息分配,有一个重要特征就是取消了简单分配法下的每个小周期的寂静期,传输周期是变化的,一个周期完成之后并没有寂静期,而是马上开始新的周期[10]。优化的消息分配法是对周期性消息传输方式的一种合理改进,它的消息安排来源于后者,只是在消息数量上有所增加,增加了对消息更新与否的矢量查询。
4系统仿真
机载训练系统仿真首先通过FLSIM软件进行飞行数据的获取,然后根据UDP协议,通过发送程序,把数据分发给各个子系统,子系统根据相应需求进行相关处理和分配,主程序在1553B总线信息管理下,最终把相关数据发送到各个视景界面,通过虚拟按键的操作,进行视景画面驱动。
其中系统仿真界面如图3所示,整个仿真主界面成品字型,符合真实飞机应用环境,系统包含20个虚拟按键,通过按键操作,进行实时动态显示,及时反映飞行状态。武器外挂信息显示画面如图4所示,对飞行数据的实时显示与监控画面如图5所示。由飞行数据查看界面可知,飞行数据实时准确,符合仿真技术要求。
系统给操作人员提供飞行视景模拟,使操作人员更加感性地认识整个机载训练系统的工作原理,对相关设计提出要求,从而进行系统性能和功能改进,达到更好地为操作人员提供训练的目的。
5结语
本文给出了机载训练系统的功能和组成,按照机载训练系统的顶层设计和系统模块化建模的思想,进行了系统仿真,系统运行稳定可靠,达到设计技术指标要求。此系统运用到相关操作人员训练和保障中,在实际工程应用中收到良好的效果。
参考文献
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机载维护系统 篇3
哈尔滨美龙公司生产的ACS800等系列变频器采用“一拖二”的电力拖动方式（即一台交流变频装置驱动两台牵引电机），供电电压380V。在实际使用中检修变频器时需要有一台摸拟量的数字万用表，注意不能用高压绝缘试验
器（如摇表）检修变频器，否则将导致变频器故障。
一、变频器的常见故障分析
1、参数设置故障 变频器在使用中参数设置非常重要，如果参数设置不正确，参数不匹配，会导致变频器不能正常工作。ACC800变频器在采煤机出厂时所有参数的设定已由编程装置（CDP312型控制盘）设置完毕，能满足现场要求。一但发生了参数设置故障后，可根据故障代码进行参数修改，否则应恢复出厂值重新设置，如不能恢复恢复正常运行，则要检查是否发生了硬件故障。
2、过电流和过载故障 变频器过电流和过载的可能原因是加、减速时间太短，负载发生突变，电压过低或过高、断相、短路及变频器内部元件故障等原因引起。故障检查时就在首先断开负载对变频器进行检查。如果断开负载后，过电流故障依然存在，说明变频器内部元件有故障（如逆变器电路），如果断开负载后，过电流故障消失，应从电动机开始逐个回路检查。解决问题时可能通过延长加、减速时间和制动时间，减少负载突变、加强绝缘水平等方式排除故障。
3、过电压欠电压类故障 过电压故障集中表现在直流母线电压上，正常情况下，直流母线电压为三相全波整流后平均值。过电压跳闸原因主要有：电源电压过高、降速时间设定太短等。欠电压跳闸原因主要有：电源电压过低、电源断相、整流桥故障等。
二、变频器的维护保养
变频器长期运行中，由于井下现场环境极为恶劣，从温度、湿度、灰尘、振动几个方面原因对变频器影响极大。为保证其正常运行，必须进行维护保养，重点部位是主回路的滤波电容器、控制回路、电源回路、逆变器驱动及保护回路中的电解电容器、冷却风扇等。
维护保养工作可分为日常维护和定期维护，主要目的是尽早发现异常现象、清除尘埃、紧固检查、排除事故隐患等。在变频器运行过程中可通过键盘面板转换键查阅变频器的运行参数，如输出电压、电流、转矩、电机转数等，掌握变频器日常运行值的范围，以便及时发现变频器及电机问题。
1、日常检查包括如下内容：键盘面板是否正常、有无缺少字符；冷却风扇是否运转正常；变频器及引出电缆是否有过热、变色、变形、异味、噪声、振动等异常情况；变频器控制系统的各连接线及外围电器元件是否有松动等异常现象，是否有集聚尘埃的情况；检查变频器的进线电源是否异常，电源开关是否有电火花、缺相、引线压接螺栓松、电压是否异常。
2、定期检查：定期检查主要检查不停止运转而无法检查的地方或日常检查难以发现问题的地方，以及电气特性的检查、调整。检查时要切断电源，停止变频器运行并卸下变频器外盖，断电后主电路滤波電容器上仍有较高的充电电压，放电需要一定时间，一般为5-10分钟，必须等待充电指示灯熄灭并用电压表测试确认充电电压低于DC25V以下后才能开始检修，每次维护完毕后，要认真检查有无遗漏的工具、螺钉及导线等金属物在内，然后才能将外盖盖好，恢复原状，做好通电准备。典型检查项目简介如下：内部清扫、坚固检查、滤波电容器检查、控制电路板检查、绝缘电阻检查、放装干燥剂。
机载吊舱环境控制系统 篇4
机载吊舱环境控制系统
机载吊舱的散热问题是吊舱研发的难题之一,文中介绍了国内外几种典型的`机载吊舱环境控制系统和各自特点,着重分析了逆升压式环控系统的工作原理和特点.结合工程实例讨论并分析如何优化吊舱环控系统,以及如何合理地进行舱内布局,为吊舱系统方案阶段环控系统的设计提供思路和参考.
作 者：肖滨 XIAO Bin 作者单位：中国电子科技集团公司第29所,四川,成都,610036刊 名：电子机械工程英文刊名：ELECTRO-MECHANICAL ENGINEERING年，卷(期)：24(3)分类号：V214.1 V444.3关键词：环境控制 吊舱 涡轮
机载宽带卫星通信系统相关技术 篇5
关键词：机载卫星通信,宽带接入
前言
人们对带宽需求没有止境，机载卫星通信的带宽需求也是如此。各种各样的终端用户需求更多的带宽，向飞机提供基于卫星通信的市场正在持续增长。带宽卫星通信市场通常瞄准的是大型的具有跨洋能力的喷气机和军用飞机，这些飞机需要加装卫星通信设备，提高传输速率和传输质量，扩展业务范围。在小飞机上加装卫星通信设备，需求量很大，但是技术难度大，很多需要进行技术攻关。
1 国外机载宽带卫星通信系统现状
1.1 Connexion by Boeing
波音公司提供的Connexion by Boeing技术，它为乘客提供流畅的网络体验，满足乘客的娱乐和办公需求。
Connexion by Boeing使用新一代的Inmarsat-4卫星，利用其高速的通信速率，实现宽带接入。在一个36MHz的Ku子波段内，使用扩频技术向飞机传送数据，返回链路采用CRMA(码重用多址)。前向链路和返回链路均采用Turbo积前向ECC纠错编码，从而达到2dB的门限比。
采用三菱公司设计的椭圆形卡塞罗伦反射器天线，这种天线可以同时完成发射和接受任务，成本较低，同时可以在北纬75度的区域运行。天线的设计涉及到均衡一组很难处理的参数，其中包括接收质量，重量，空气阻力，以及对不同航空器形状和大小的适应性。
1.2 Swift Broadband
Inmarsat公司提供的Swift Broadband技术，是面向民航客机公务机专机等用户开发的新型数字通信技术，以满足乘客、机组人员以及飞行员的带宽通信需求。
他利用数字卫星通信平台，向航空领域用户提供TCP/IP分组数据和ISDN数字通信服务。新一代的Swift宽带通信服务，利用新一代的Inmarsat-4(1～4)t通信卫星提供的高功率定向波束，已达到可与路上宽带通讯系统相媲美的带宽，通信速率最高可达到每通道432kbos，可实现在航空器上Internet接入，机上用户同时上网可成为现实。由Inmarsat-3通信卫星提供区域性的数据通信业务，全球性的数据通信由Inmarsat-4提供。
飞机使用Swift Broadband技术需要安装卫星通信天线，有多家航空电子设备开发商提供。
1.3 欧洲MOWGLY
目标是提供高速数据服务的全球卫星系统，由现有的欧洲通信卫星公司Ku波段的GEO星座提供网络覆盖。网络设计师采用工作在Ka波段的多点波束卫星提供服务。分三部分地面基础设施，宽带接入和网络管理，空间段由GEO星座卫星组成，主要进行地面部分和移动终端之间的信息转发。移动终端为用户提供网络接入MOWGLY目的是为了向移动终端提供宽带接入服务（例如飞机，高速列车，海上船只），乘客通过MOWGLY系统可以与地面的互联网互通，获得各项服务。乘客可以用自己的便携设备在移动终端上通过无线网访问互联网服务，为乘客提供了不一样的旅程。
2 卫星通信系统的信道特性
2.1 传输损耗
自由空间传输损耗，整个卫星无线链路中自由空间占了绝大部分，首先考虑自由空间传播损耗。当发射天线和接收天线均具备单位增益时，自由空间传播损耗为：
大气层损耗在无线路径中所占比例不大，但是却是最不稳定的区域。这都是由天气的多边性引起的，降雨、降雪、云、雾等都不可避免的对穿透的电磁波产生损耗，甚至严重会造成通信的中断。由于客观条件的限制，对于这类损耗不可能具体的得到计算方法，只能给出一些总结的经验公式。
各种大气损耗中降雨损耗是最大的，在雨中传播电磁波会被吸收或者折射从而产生衰落。由于降雨的不确定性，需要对其进行长期测算，以得到雨衰在各地区、各季节的分布情况，由此来确定在进行系统设计时需要考虑的雨衰大小。
2.2 大气折射
大气折射，无线电波通过大气时会发生折射，卫星信号到达接收机时会导致仰角比真实仰角偏高。另外由于大气对电磁波折射率有变化，起到一个凹透镜的作用引起散焦损耗。散焦损耗与大气的天气无关而经常存在，在设计卫星通信系统，特别是低仰角系统时必须考虑进去。
2.3 大气闪烁和电离层闪烁
大气闪烁是由于大气折射率不规则变化引起的信号强度的起伏现象。测量表明，标准大气中信号强度为高斯分布。
电离层闪烁是由于自由电子在电离层不是均匀分布，并且自由电子在电离层中不断发生随时游动，这种不均匀性时变性导致穿透的无线电波振幅、相位、到达角、极化状态发生不规则变化。目前解决电离层闪烁的方法是时间分集和编码分集，也可以采用添加余量的方法来减小影响。
2.4 阴影效应、机身反射、地面和海平面的镜面反射和漫反射
2.4.1阴影效应，在飞机在地面或低空飞行时，信号传播会受到阴影效应的影响。因为无线电波遇到地面障碍物导致信号电平下降，飞机低空活在地面就不可避免这些影响。但是在飞机的巡航阶段不会受到影响，受影响的是地面到巡航之间的阶段。
2.4.2机身反射，民用航空飞机和军用侦察机机体本身较大，来自于飞机机体本身的反射信号会进入记载接收机，会对接收机产生影响。
2.4.3地面和海平面的反射信号同样会进入接收机，对接收机产生影响。这个影响受到飞机下方环境影响较大，不同地形，海平面的浪高都会产生不同的影响程度。
这需要对飞机的环境建立模型进行分析，采取合理的系统设计和合理的天线设计布局，减少飞机自身反射和地面反射的影响。
3 机载宽带卫星系统的相关技术
3.1 卫星天线的选择
对于大型飞机，例如长途航行的客机，军用预警机，这类型的飞机对飞行速度要求不会特别高，飞行姿态平稳，飞行姿态不会经常发生变化，一般都把天线架设设在飞机的上部，并且可以使用大型天线，对重量相对来说不是很敏感。因此，通常采用特制的抛物面环焦天线，这种天线增益高，便于极化调整，技术成熟，得到了很多应用。对于小型飞机，例如战斗机、私人飞机，飞行姿态变化较大，天线会被机体遮挡导致信号中断。这需要对天线技术加强技术攻关。
3.2 快速捕捉卫星和追踪技术
机载卫星通信是快速移动的通行，飞行中相对卫星的速度变化较大。特别是战斗机，相对其他飞机速度快，飞行中姿态变化大，是卫星天线始终对准卫星，并且在信号丢失后快速捕捉卫星成为关键技术。利用惯导平台提供的GPS/INS信号来引导天线快速捕捉卫星并分总卫星，或者采用单脉冲跟踪技术来精确跟踪卫星，已经得到了广泛的应用。
3.3 卫星天线与飞行性能关系
卫星天线与飞机飞行性能的关系也是不得不考虑的问题。飞机安装通信站，通信站的天线肯定位于飞机的外部，为了防止天线被遮挡，会将天线放置在机头或者飞机的上部。为了避免影响飞机的飞行性能，减少空气阻力，就必须采用流线型设计的天线，这要求不同型号的飞机采用的天线需要通过飞机设计公司的重新设计。还有，卫星天线的尺寸与系统的传输速度成正比，天线越大，传输速率越高。因此必须经过一定的精确测量和计算，保证在确保飞机的性能和安全的基础上，使用合适的天线尺寸。
3.4 机载设备重量体积和功率的限制
体积，质量和功耗限制，这是机载设备必须考虑的问题。从最开始的系统设计，到后来的设备研制，都需要合理的处理这几个方面互相关系。设备采用模块化设计，尽量减少不必要的设备和功能，减少质量和体积。使用低功耗芯片，降低功耗。越小型的飞机质量体积和功耗都需要进行减少。
3.5 多普勒频移和噪声的消除
卫星通信中，发送方和接收方处于快速的相对运动中，所以飞机接受的信号在多普勒效应的影响下，接收信号中含有大量的多普勒频偏成分fa
其次，由于卫星功率受限制，信号轻度不会很高，长距离的传输引入大量的噪声，信号浸没在大量的噪声中，给接收系统进行正确的接收和处理带来很大麻烦。
还有在飞机飞行姿态与飞行速度变化时，都会产生多普勒频移变化速率fa′
在解调部分使用锁相环进行载波的锁定，同时消除一部分噪声。
4 结语
我国已经基本掌握了机载卫星通信系统的关键技术，为未来发展我国自己的机载卫星通信系统奠定基础。本文主要介绍了国外机载卫星通信系统的发展现状，并对相关技术细节进行了分析。
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机载维护系统 篇6
1 高频沉积静电试飞科目背景
咨询通告AC25-7《运输类飞机合格审定飞行试验指南》中规定:第六章设备第一节总则170.功能和安装-25.1301条款b.程序一通信(2)HF系统(ii)应考虑沉积静电的影响。这种类型的静电通常是在高卷云、干燥的雪、沙尘暴区域中出现。
高频通信系统沉积静电科目的另外两种气象:干燥的雪、沙尘暴气象,相对来说更为罕见,因此建议使用(高)卷云作为高频通信系统沉积静电科目的气象条件。
2 高频沉积静电的原理
沉积静电是指飞机因与云中质点(水滴、雪、霰、冰雹)或尘埃等大气微粒碰撞而沉积于飞机表面的静电。其充电电流,决定于质点浓度、质点带电量、飞机速度和有效撞击面积沉积的静电最多,飞经高卷云、干燥的雪、沙尘暴时沉积的静电最多。
当飞机表面曲率半径较小的尖端突出部位及边缘达到空气击穿电压,就会发生电鳗式放电或电火花、打闪和响亮的爆炸。因空气绝缘强度随高度减小,在较高高度上空气击穿电压值减小,可在较低电压下产生电晕。
沉积静电所产生的放电产生高频电磁辐射,对机载电子设备产生干扰,严重时可使高频通信联络中断。
3 卷云气象基本信息
3.1 简介
卷云,分离散开处呈白色细丝状,或白色(或主要是白色)碎片状或窄条状的一种基本云型。如图1所示。
卷云是高云的一种,是对流层中最高的云,平均高度超过6000公尺。所以清晨当太阳还没有升到地平线上或傍晚太阳已下山后,光线都会照到这种孤悬高空而无云影的卷云上,经过散射后,显现出漂亮的红色或橘红色的霞象,在夏日的晴空中十分常见。
3.2 产生
卷云产生的高度很高,属于高云族,云底高度为4500～10000m,有时也可高达17000m或低至20000m以下。在这样的高度上,空气温度很低且水汽很少,云由细小且稀疏的冰晶组成,故比较薄而透光性较好,洁白而亮泽,常具丝缕结构。卷云因为云层太高,即使生成小水滴,下降过程中很容易蒸发,不会抵达地面,故在地面上不会感到下雨,象征一整天都会是晴朗的好天气。
3.3 类型
根据外形结构特征,卷云可分为毛卷云、密卷云、钩卷云、伪卷云四类。
卷云属于高云的一种,云的分类中并未对高卷云做出定义。由此可推断,所谓高卷云,不过是对卷云属于高云族属性的描述。高卷云也就是卷云,两者并无差异。而且广义的卷云更是卷云、卷层云、卷积云的总称,也就是高云。如表1所示。
4 机载气象雷达
机载气象雷达可提供降雨和地图显示,但并不能显示云(包括卷云等)的气象信息,机上也无其他设备可以提供实时的有关云的气象信息。以机载RTA-4118气象雷达系统为例,其主要为机组人员提供陀螺稳定的四色(绿、黄、红和洋红)降雨显示。四色用来表示递增的降雨量,洋红色表示每小时增量为2英寸或更大。气象雷达系统提供路径衰减补偿(PAC)告警,指示未知降雨量区域,并能抑制地面杂波。气象雷达系统还可提供飞机前方的地图显示。由于机载设备不能直接提供云的信息,试飞气象条件应该提前由地面气象台站实时获得。
5 地面气象台站
一般试飞气象站预报天气的几大因素为:云(云量、云状、云高)、能见度、天气现象(风、雨、雪、雾、霾等等),其他非常规预测包括气温、场温、场压(视具体情况而定)。除了每天的总体气象情况预报,还有每个小时的预测表以便观察时刻发生的气象变化。
对于云的预报格式通常为云量+云状+云高,一个典型的云的气象预报的例子为:6～9个量的卷云5～7千米。一般云量小于5个单位的晴朗天气会预报为碧空。云量大于等于6的云一般足够试飞使用,覆盖范围往往绵延几百公里。云状是指云的种类,比如说高层云、高积云、卷云等等。预报云高是基于云底高度,通常在预报卷层云和卷积云的时候,其上方也都会伴有卷云,且高云所属的各个云种(卷云、卷层云、卷积云)可以互相转化,这也是为什么每个小时都需要详细的气象预报。
统计结果表明,卷云通常在晴朗的好天气出现,而且在夏季和秋季并不少见。预报的卷层云和卷积云的天气约占所有对于云的预报的气象条件的50%左右。因此,(高)卷云的气象条件严格意义上不算是特殊气象,对于试飞沉积静电科目非常有利。
6 试飞方法综述
由于气象条件处于实时的动态变化当中,需要将高频沉积静电试飞科目作为常备科目,挂在试飞任务单上以便依据天气情况决定是否试飞。综合各方面的因素考虑,建议的试飞气象:预测为大于等于6个量的卷云(或者卷云高积云),高度大于4500m。具体操作为:飞行过程中,飞行员目击云层后,驾驶飞机穿越摩擦云层,依据预先给定的频点和工作模式进行高频通信,验证通话是否正常清晰,是否对其他电子设备无干扰。
摘要：沉积静电放电产生的高频电磁辐射会对机载电子设备尤其是高频通信系统设备产生干扰。在沉积静电环境下的机载高频通信系统科目试飞在国内民机试飞领域尚属首例,也无相关经验方法可以参考。该文通过研究咨询通告AC25-7推荐的试飞气象条件(高卷云、干燥的雪、沙尘暴),详细叙述了高频沉积静电试飞科目的背景和沉积静电的原理,介绍了高卷云气象的定义、产生和类型,结合了机载气象雷达的显示条件和地面气象台站预报的天气情况,以我国民机试飞现有条件和实际情况为出发点,摸索总结出一套符合要求而又切实可行的试飞方法,为未来民机试飞实践提供具体指导。
关键词：HF,高频,沉积静电,放电,(高)卷云,气象雷达,气象台站,试飞
参考文献
[1]百度百科卷云、沉积静电词条.
[2]张燕光.航空气象学[M].北京:中国民航出版社,2014(6):1.
[3]张培昌,杜秉玉,戴铁丕.雷达气象学[M].北京:气象出版社,2001.
机载维护系统 篇7
建造机载电缆损毁后的智能化诊断系统ECIDS(Electric Cable Intelligent Diagnosing System)，其工作效率是手工诊断修复所远不能比拟的，而且可以将多根电缆的故障一并解决，从而满足技战术的要求。
1 ECIDS系统硬件结构
系统首先必须具备对被诊断电缆连接关系的检测功能，为此，硬件上建造了如图1所示的模拟开关组件，其核心器件是两只16通道的电子模拟开关CD4067，辅以控制逻辑器件。综合考虑结构与效率，这一部分硬件系统由16对模拟开关组件组成。模拟开关的CH0须空闲不用，因此可一次性完成对240根电缆导线的检查。
该型飞机的机载电缆与分布于机体表面的插头插座相连接。具体示意如图2所示。
为了检测图2所示的断口B、C两端的连接关系，需构建图3所示的断口接插器电路。
用图4所示的联结器的刺针(或鳄鱼夹)可以轻易刺透电缆断头的绝缘橡胶(或夹住电缆芯线)而与其中的导线可靠接触，联结器的另一端与智能化诊断系统的数据总线联结，从而方便电缆断口的B、C两端与智能化诊断系统相联结。
整个智能化诊断系统硬件结构示意如图5所示。
2 ECIRS诊断的算法
诊断程序能够对电缆断口实现一揽子故障诊断，具体定义了如下矩阵。
2.1 电缆的连接关系矩阵
分布于飞机表面的各个插座之间的链接关系应为已知，亦可通过设备自身在线学习获得。为方便计算，给出以下定义：
定义1：模拟开关组件第i个开关的通道与第j个开关的通道连接关系矩阵为：
其中,aip,jk表明第i个开关的第p个通道与第j个开关的第k个通道的连接值，具体定义如下:
上述连接关系矩阵是已知的。
定义2：测量关系矩阵是一个测量结果。模拟开关组件第i个开关的通道与第j个开关的通道的一个测量为：
定义3：连接矩阵与测量矩阵的异或运算,即：
当有“当通未通”或“当断未断”的问题存在时，上述运算结果不为零。
2.2 断口的映像矩阵与像源
2.2.1 电缆断口的特征
(1)“剪断式”断口
剪切式断口是由高速锋利的弹片造成的刀切般的电缆断口，这时断口两端的导线数最有可能相同。
(2)“洞穿式”断口
由于电缆导线的中间任何一段都可能根据需要而存在导线分叉，因此，洞穿式断口两端的导线数不一定相同。
应该指出，断口将导致其两侧的导线断开，而弹片切断或炮弹洞穿时的瞬间高温又会导致断口一侧某些导线的熔融而粘接。总之，断口会导致导线“当通不通”和“当断不断”。
2.2.2 断口的映像矩阵
断口的映像矩阵也是一个测量。
设连接关系矩阵A与测量矩阵C的异或运算结果R≠0，例如ri/α,j/β=1≠0，则表明第i个模拟开关的第α个通道与第j个开关的第β个通道的电缆连接存在问题，但确定不了断口处具体对应的是哪一根连接出了问题。为此，需要求出第i个模拟开关的第α个通道与第个开关的第β个通道连接关系在插座E和插座F上的映像。映像的求取是一个测试过程。
由于机载电缆可能存在的分叉，因此，断口处E、F两端的导线数不一定相同，如上述的“洞穿式断口”，这时断口在插座E、F上，同一个像源的映象一定不同，因此两端断头的映像矩阵也一定不同。
设断口的E端与F端的映像矩阵分别为q维和y维矩阵:
通过上面的分析，可得以下公理。
公理：不论断口的映像如何不同，只要像源相同，这些电缆可以连接在一起，而与映像矩阵的维数无关。
2.2.3 算例
设组件第i个开关的通道与第j个开关的通道连接关系矩阵为:
对电缆的一个测量为:
则
计算表明，结果矩阵中为1的元素表明相应的电缆链接关系出了问题，或当断不断，或当通不通。
为了查找断口处的链接关系，需要找出断口两端的映像矩阵，即E阵和F阵，具体为：
其中e1,1、e1,2与f2,2、f2,3、f3,1同像源,而e2,1与f1,1、f3,1同像源。同像源的断口两端连接起来，从而完成修复。
分析和实验都表明，通过三个测量，获取的测量矩阵、断口两端的映像矩阵以及相应的运算，可一起解决断口的故障定位和断口两端的链接关系，从而给出电缆断口的修复决策。计算表明，系统可在20 min内完成一个循环的断头查找并给出故障定位。
2012年3月10日在空军某部对大修中的飞机进行了实际测试与演练，结果完全正确。
测试单位与用户分别给出的测试报告和用户报告表明，系统完全达到了预期目的。经过对国内外28个数据库及涉密数据库的检索，尚未发现相近的技术报告，通过了国防工办主持的鉴定，填补了国内空白，国际上技术领先。
参考文献
[1]袁海英,陈光礻禹.模拟电路的可测性及故障诊断方法研究[J].电子测量与仪器学报,2006,20(5):17-20.
[2]赵悦,唐毅谦,蔡希彪.数字集成电路故障检测仪[J].仪器仪表学报,2006,27(6)增刊:399-400.
[3]杨占才,王红,朱永波,等.飞机航天设备综合智能故障诊断专家系统研究[J].测控技术,2006,25(4):4-7.
[4]罗孝兵,赵转萍.航空电缆故障自动检测集成系统[J].工业控制计算机,2003,16(3):5-7.
[5]鲁浩,安伟,陈璞,等.便携式飞机电缆智能检测系统[J].微计算机信息,2005,21(6):77-79.
[6]蔡军,张婵.基于工控机的航空电缆通用测试系统[J].工业控制计算机,2007,20(5):46-47.
机载维护系统 篇8
随着科技迅猛发展,目前采用音频/视频/飞参信号采集、压缩大容量存储技术的综合数据记录系统开始在新型飞机上推广应用,在飞行监控、科学维修、故障诊断、事故原因分析等方面发挥着重要作用。为了保证飞机事故后能得到真实、客观的记录数据,机载防护型综合记录系统对数据记录的准确性及可靠性有着极高的要求。现阶段由于所需记录的各种类型数据量激增,综合数据记录系统的存储容量已经突破256 Gb,通常采用NAND闪存实现,实际统计表明,NAND闪存存在由单个电路故障引发的硬错误、由α粒子引发的软错误,同时数据高速传输和记录过程中由于复杂的电磁环境也会引入各种类型的传输错误[1⁃3]。
本文分析机载电磁环境下多路数据存储过程中干扰类型、产生错误的原因,给出了一种不等长编码保护的纠错码方案,对视频/音频/飞行参数提供不同程度的编码保护。
1 错误类型分析
大容量NAND闪存的主要错误是单个电路故障所引起的一位或相关多位错,而随机独立的多位错误极少。在按字节组织的内存储器中,主要错误模式为单字节错;在按位组织的内存储器中,主要错误模式为单位错。半导体存储器的错误大体上分为硬错误和软错误,其中主要为软错误。硬错误表现的现象是在某个或某些位置上存取数据重复地出现错误,出现这种现象的原因是一个或几个存储单元出现故障。软错误主要是由α粒子引起的,存储器芯片的材料中含有微量放射性元素,它们会间断地释放α粒子。这些粒子以相当大的能量冲击存储电容,改变其电荷,从而引起存储数据的错误[1~3]。另外,大容量NAND闪存多为MLC叠层结构,由于其工艺问题,如果不使用其内部的ECC编码,则数据存储的误码率极高[4]。
引起软错误的另一原因是噪声干扰。由于机载设备生存的电磁环境较复杂,尤其飞机事故前的关键时刻,机载电磁环境会更加复杂,采集到的数据在传输过程中极有可能受到各种类型噪声的干扰而发生传输错误。
2 详细设计
2.1 不等长编码方案
针对机载防护型综合记录系统的特殊需求和特点,以提高数据记录可靠性为目的,同时兼顾数据记录效率,基于FPGA设计了一种不等长编码保护的纠错码方案,对视频/音频/飞行参数提供不同程度的编码保护。
方案采用抗突发错误能力较强的Reed⁃Solomon码[5]作为主要编码方式,针对不同数据类型采用不同的编码冗余,对飞参数据这种数据量小,但重要等级最高的数据采用低码率的编码方式,并辅以交织编码级联,同时实现纠错和保密编码;对视频数据这种数据量大,相对重要等级比较低的数据采用高码率的编码方式,以保证数据存储实时性及有效性;对音频数据来讲,数据量相对较少,重要性相对较高的数据也以保证数据的可靠性为主。
方案由音频/视频/飞行参数编码通道、可配置接口通道、速率匹配、多通道数据整合组成,如图1所示。
对音频/视频/飞行参数进行采集、压缩等处理后,通过接口通道与编码通道对接,经过速率匹配后根据预先设定好的编码方式对三种不同类型数据各自进行编码,编码完成后重新经过速率匹配,最后对多通道数据进行整合,将整合后的数据按存储接口要求进行接口转换完成对NAND FLASH的存储过程。
其中不等长编码保护方案采用三种不同的RS编码方案,分别针对不同格式的视频信息、图像信息、飞行参数数据及音频数据,相应的设计指标见表1。
码字类型为RS(255,223)时,码字取自有限域GF(28),码长N=255,信息位长K=223,校验位长度N-K=32,生成多项式,m0=122,纠错能力为255个符号中纠正16个符号随机错误。
码字类型为截断码RS(32,16)时,码字取自有限域GF(28),码长N=32,信息位长K=16,校验位长度N-K=16,编码效率为50.0%,生成多项式纠错能力为32个符号中纠正8个符号随机错误。
码字类型为截断码RS(48,32)时,码字取自有限域GF(28),其本原多项式为m1(x)=x8+x4+x3+x2+1,码长N=48,信息位长K=32,校验位长度N-K=16,编码效率为66.7%,生成多项式,m0=120,纠错能力为48个符号中纠正8个符号随机错误。
2.2 编译码通道实现
编译码流程如图2所示。以无压缩音频数据为例,来自麦克风的语音信号经采样量化成数字信号,接口转换后以串行数据流的形式送入该前向纠错模块编码通道,BCLKX是串行数据时钟,根据音频采样速率,可选择频率为2.4 k Hz,4.8 k Hz,9.6 k Hz,16 k Hz或32 k Hz,BDX是串行数据,BFSR是帧同步信号,每8 b为一帧。
在编码通道中进行数据的接收、串并转换、数据缓存,当数据存满256 b时,启动编码电路,为缩短系统的编码延时,采用50 MHz的时钟进行RS(48,32)编码,码字符号存入数据缓存,当一个RS码字编码结束时启动数据发送模块,数据以串行码的形式传送至接口转换单元,BCLKR0是发送时钟,频率可选为32 k Hz或31.5 k Hz,BDR0为发送的串行数据,BFSR0为数据帧同步信号,每8 b为一帧。在接收译码时,从记录器中读取音频数据,接口转换后串行进入译码通道,BCLKX0为同步时钟,BFSX0为数据帧同步信号,每8 b为一帧。数据经串并转换后存入数据缓存,当接收数据存满48 B后启动译码模块进行数据的译码,译码模块所用的时钟频率为40 MHz,这样使系统译码延时降低。译码后的数据同时存入数据缓存,当缓存中有数据时启动数据发送模块,经过速率和接口转换卸载到地面设备。
为了防止编译码器的输入缓存出现数据的读空或溢出现象,保证数据的正确性,在电路中采用时钟同步与产生电路。由DSP处理器控制程序对指令寄存器进行读写操作,指令寄存器再对接口工作时钟频率进行选择,实现编译码时钟与外部串行口时钟的产生与同步。在该电路中BCLKR0与BCLKX1同步,BCLKR1与BCLKX0同步,时钟的分频与倍频采用高倍时钟HCLK计数及FPGA片内锁相环来实现。
编码器调用的RS码编码子程序RS_encode(*p1,*p2,i)的流程图如图3所示。p1为信息的指针,p2为RS码的指针,i表示第i个码字。gf_mult为有限域中的乘法与除法函数。
译码器调用RS译码程序,利用Vandermonde矩阵类中的Bjorck⁃Pereyra算法[5⁃6]实现其快速译码。有限域中的乘法与除法函数运算服从GF(28)域中的运算。RS译码子程序RS_decode(*p1,*p2,*p3)的程序流程图如图4所示,p1为RS码的指针,p2为已解码信息的指针,p3表示优选对的指针,gf_mult()为有限域中的乘法与除法函数。
3 试验验证
3.1 无编码条件下误码率验证
记录器存储组件采用美光MT29F128G08JCABA[4]闪存,由2个片选构成,每个片选有8 192个数据块,每个块有256页,而每页有4 096个字节。数据记录时,测试计算机产生随机测试数据,经串口发送至防护型综合记录系统采集器,采集器对数据处理后发送至记录器存储,为了节省时间,仅测试了每一个块的前5页。测试结果表明,无编码条件下的误码率在10e-6到10e-7之间,无法满足防护型综合记录系统的应用需求。
3.2 误码率对比验证
测试计算机同时向含编码和不含编码的机载防护型综合记录系统发送模拟飞参、视频和音频三种数据,将下载后的数据回放,并与原文件对比。飞参数据以大气总温为例,记录时间约1 h,对比结果如图5所示,可见未编码时毛刺较多;已编码的数据未发现毛刺。
音频数据以一段音乐为例,记录时间约10 min,对比结果如图6所示,从时域和频域都可以看出,编码的音频失真相对原音频较小,实际回放时,未编码的音频中可以听出误码时的“哒哒”声,已编码的音频“哒哒”声消除。
视频数据以标清视频记录为例,记录时间约1 h,编码与未编码相比回放流畅,马赛克现象得到有效抑制。
对比验证表明,实验室条件下,同样的传输、记录条件,当对飞参、音频和视频分别进行不等长编码和不编码,传输过程均未发生数据溢出等传输速率不满足要求的问题;同时,不等长编码后可以有效降低三种数据的误码率。
4 结语
本文分析了机载防护型综合记录系统的需求特点,基于FPGA设计了不等长编码保护方案,可以用于视频/音频/飞参记录过程中的数据保护,同时兼顾了记录的可靠性和有效性,试验验证证明设计合理可行,对于复杂电磁环境下重要数据记录等相关领域具有一定的借鉴意义。
摘要：机载防护型综合记录系统对存储容量和数据可靠性有着较高的要求,但大容量固态存储器均存在不同程度的误码问题。为此,提出一种数据不等长编码保护方案,利用RS码作为主要编码方式,针对飞参、舱音、图片及视频不同数据类型采用不同的编码冗余,兼顾记录容量和存储可靠性。试验验证表明,该方案可有效提高机载防护型综合记录系统数据传输和存储可靠性,提高数据还原率,兼顾存储效率。
关键词：飞参,舱音,视频,不等长编码,存储容量,存储可靠性
参考文献
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机载维护系统 篇9
无人机是一种动力驱动、无人驾驶的航空器。由于其体积小、重量轻、隐蔽性好和零伤亡等特点,在军事上的用途越来越广泛。随着科学技术的日新月异,无人机也在向着智能化、用途多元化不断发展。
无人机系统是一种不同学科、不同专业综合在一起的复杂系统。主要由任务设备分系统、指挥控制分系统和航空电子分系统等组成。其中航空电子分系统是无人机系统的核心,主要由机载计算机、测量设备、伺服设备和供电设备等组成[1]。文中针对航空电子分系统中的电子电气设备进行研究,提出了一种检测系统设计方案。由于电子电气设备的可靠性是无人机飞行安全的重要保证,设计目的在于设计出一套智能化、自动化程度高的测试设备,以满足和提高无人机的智能检测和诊断水平。
1 检测系统总体设计
1.1 电子电气设备组成及功能
机载电子电气设备是无人机系统的重要组成部分,在无人机的飞行控制中起到非常重要的作用,主要包括测量设备、伺服设备和供电设备3个部分。
测量设备主要由陀螺和传感器组成,其功能是完成无人机飞行过程中重要参数(如飞机姿态角、飞行航向角等)的实时采集,反馈给飞控计算机和地面控制系统。伺服设备主要由包括升降舵机、副翼舵机和方向舵机在内的各种舵机组成,是飞行控制系统的执行机构。主要功能是:根据飞控机的指令,按规定的静态和动态的要求,实现对无人机的飞行控制。供电设备主要由交流发电机、直流稳压电源和逆变器等组成,其功能是为无人机全系统供电,以保障整个系统正常工作。
1.2 检测系统组成及原理
文中设计的检测系统主要包括3个部分:① 支持PC104总线的主控计算机;② 具有AD/DA转换功能及可编程数字IO功能的通用性模块;③ 由信号调理电路、驱动变换电路等组成的自研调理模块[2]。其中通用性模块支持PC104总线技术,能够直接通过插拔与主控计算机连接,自研调理板插在母版上,通用性模块通过排线与母版相连。系统检测原理框图如图1所示。
2 系统硬件设计
2.1 主控计算机
主控计算机采用嵌入式工业主板PC104/SD-840。该款主板集成了低功耗的AMD GEODE-LX PROCESSOR功能的CPU。板上具有CRT/LCD/LVDS显示接口,支持4个串口、4个USB口、1个并口、在板DOM、1个小硬盘接口,可支持2个硬盘驱动器,1个10/100 M自适应网络接口,同时提供扩充用的标准PC/104接口。考虑到携带方便,检测系统采用了640×480分辨率的液晶触摸屏,并且将4个USB端口引到后面板,使得系统既可以用鼠标和键盘操作,也可以用触摸屏操作。由于CF卡容量有限,所以操作系统采用简装版的Windows2000,并且在该操作系统中安装Microsoft Visual C++,为软件调试、运行提供环境。由于PC104/SD-840体积小巧,功能和稳定性很强,并且工作温度范围较宽,能够满足复杂环境下的检测需求,所以设计中选用该款主板作为主控计算机。
2.2 通用性模块
通用性模块主要包括AD板和DA板。AD板采用PC104总线数据采集板SD161P,SD161P是一块PC104总线的多功能数据采集板,适用于工业现场、实验室和嵌入式设备等多种场合,具有16路A/D转换通道、1路D/A通道和24路可编程开关量输入输出,也可根据用户需要选配功能,节约工程成本。A/D转换通道输入信号范围是:0～10 V、-5～+5 V和-10～+10 V,3种范围通过跳线可选,根据无人机信号特点和检测系统需要,设计中选用了-5～+5 V。此外,12 BIT的输入精度和24路可编程开关量输入输出能够满足测试系统需求。AD板的主要作用是将测量设备的电压信号(如角速率陀螺的俯仰角速率信号)、伺服设备的舵偏角反馈信号(如左副翼舵偏角信号)以及3路电源电压等信号采集回来,为主控计算机的处理提供依据。
DA板型号为SD-1824,具有8路DA通道,建立时间为10 μs,DA转换分辨率为12位,电压范围为0～5 V、0～10 V、-5～+5 V和-10～+10 V可选,文中选用-5～+5 V,此外,该板卡还有电平方式为TTL的开关量,有8路输入通道数和8路输出通道数,工作温度为温度范围为-40～70 ℃,能够满足宽温的需求。由于AD板的开关量有限,所以DA板的8路输入和8路输出开关量也被应用于电路,其主要功能是:由主控计算机模拟飞控机的指令,向对应的飞机电缆发送开关指令,舵机会根据指令做出相应的动作。
值得注意的是,在使用AD板和DA之前,首先要为二者分别设置不同的基地址,以免冲突。板卡在使用时要要设置启动方式,启动方式分为软件启动、定时启动和外触发启动3种,文中使用软件启动。使用板卡之前应软件开启板卡,退出程序前应该关闭设备。
2.3 自研调理模块
测试过程中,要不断地有信号在主控计算机和测试设备之间交互,在此过程中有的信号(如倾斜角速率、偏航角速率和油量等信号)可以不经过变换直接进入数据采集板后送主控计算机,但是为了节省AD通道的使用,文中使用了多路模拟选通开关CD4051芯片。而有的信号(如3路供电电源信号)会大于AD板的输入电压允许范围-5～+5 V,因此,要将信号进行调理,以保护AD通道不被损坏,文中采用电位器将3路供电电源信号分别分压后给CD4051芯片,然后送AD转换通道。
主控计算机模拟开关指令时,通过DA板输出TTL高电平,但是TTL电平不能满足停车、开伞和延时等开关量信号的需求,所以要对TTL信号进行驱动变换。文中采用的方法是:首先DA板输出TTL电平,送MC1413P芯片,然后经过光耦隔离芯片,最终将模拟的开光量信号送给对应的整机电缆。
缸温的检测采用恒流源技术,根据铂电阻阻值在一定温度范围内随温度线性变化的原理测量发动机气缸头温度。文中设计了恒流源发生电路,用以模拟飞控机中恒流源,给铂电阻供电,然后通过AD通道将电阻两端的电压信号读取给主控计算机。
发动机转速的测量原理是通过检测发动机产生交流电的频率来测量发动机的转速,具体的测量方法是:将发电机产生的交流电经过电阻限流,然后进入光耦隔离器件,将输出的脉冲送入计数器,对其计数,从而可以计算出发动机转速。
垂直陀螺的供电需要±8 V电压,但是测试系统的供电电压为±13 V,所以需要将±13 V转换为±8 V电压,具体的实现方法是:利用TL431,通过设置RA和RK端口之间的阻值的比值调节输出端电压,文中采用电位器实现,使得电压的调节比较灵活。
3 系统软件设计
文中设计的检测系统在Windows2000操作系统下运行,应用Microsoft Visual C++6.0作为开发环境[4],编程语言采用面向对象的C++。
检测系统的工作流程描述如下:首先开机进行系统自检,启动程序后,进行界面初始化,然后进行测试模式选择,测试模式包括自动测试和交互测试2个部分,自动测试能够无需人工干预自动完成测试功能,交互测试可以提供交互界面逐步完成测试功能,接着选择要测试的项目进行测试,最后将测试结果保存在数据库中[5],系统主程序流程如图2所示。
检测系统的测试内容主要包括测量设备检测、伺服设备检测和供电设备检测3个部分。以伺服设备中的左副翼舵机检测为例,介绍系统的检测过程。首先,测试主机的DA板向左副翼舵机发送电压控制信号U1,左副翼动作,用测试主机的一路AD采集左副翼舵机的反馈信号U2,计算ΔU=|U1-U2|,如果ΔU在误差允许范围内,则认为舵机工作正常,否则舵机工作异常,子程序流程图如图3所示。
检测系统界面显示的内容主要包括飞机的状态参数、发动机的状态参数、机载供电电源的参数、各个舵机反馈电压参数以及开关量信号的状态,检测完毕后,系统检测结果以报表的形式呈现,最终的测试结果可以导出并保存。
4 结束语
上述设计了地面便携式检测系统的硬件部分,在硬件平台的基础上开发了地面检测系统软件,并且进行了与实际装备的联机调试,完成了对测量、伺服和供电设备的检测,经过研究与调试工作,所设计的检测系统虽满足了性能技术指标,但在实际工程应用中还存在一些不足,需要在后续研究工作中加以改进和完善。
参考文献
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[4]孙鑫,余安萍.VC++深入详解[M].北京:电子工业出版社,2006:219-307.
[5]张扬,陈鲁汉,宁波.基于1553B总线的航空电子设备的检测系统设计[J].电子测量技术,2008,31(4):110-112.
机载维护系统 篇10
关键词：素材库,计算机辅助教学,航空电子,虚拟仿真
一、引言
目前, 民航机务人员培训包括理论培训、实践培训、在岗培训, 理论培训采用课堂教学方式, 实践培训在模拟维修环境进行模拟维修操作培训, 而在岗培训是在飞机维修现场进行, 但是由于维修成本以及维修安全的要求, 学员在岗培训过程中大部分都是以参观的形式进行的, 因此在培训结束后, 学员对飞机结构、操作以及工作过程了解甚少。为了提高培训效果, 减少培训成本, 在理论培训过程中引入虚拟维修, 将实践培训与在岗培训过程中部分内容转移到虚拟操作中。随着虚拟现实技术的蓬勃发展和广泛应用, 民航机务人员的培训转入以模拟机辅助教学为主的模式, 利用虚拟现实技术将需要在维修现场进行的维护训练操作转入虚拟维修系统, 大大降低培训成本, 避免培训过程中出现工作失误, 提高飞行安全。当前世界的虚拟维修模拟器主要有美国Aerosim Mechtronix、加拿大CAE以及法国Faros三家公司, 虚拟维修系统涵盖机载系统, 按照空客公司和波音公司的数据包提供的系统设计文档进行仿真建模。但是, 这些虚拟维修系统的采购与维护等成本巨大, 不适用于教学过程中。本文提出的机载电子系统教学素材库以民航行业需求为导向, 分析目前主流机型 (例如B737NG、A320等) 的机载电子系统逻辑, 基于虚拟仿真技术实现机载系统原理、基本操作等内容, 能够应用于课堂教学过程中, 同时适用于课外自学机载系统的相关知识, 方式灵活, 大大降低了维修模拟机的教学成本。
二、民航维修培训关于机载电子系统内容的需求分析
机载电子系统的教学内容的制订应以民航行业需求为导向, 以民航规章要求的专业知识为着眼点, 以培养应用型人才为目标, 在适度的基础知识和理论体系覆盖下延伸工程技术应用的内容和关键点。因此机载电子系统教学素材库建设内容设计过程中需要注重理论的应用, 引入专业基础课程理论, 实现专业课程与基础课程的纵向链接, 达到理论和实践统一。
(一) 基于民航法规的机载电子系统培训需求
民航作为国际性运营行业, 从机载电子设备的设计到机载电子设备的报废整个生命周期都必须满足国际通用标准, 作为机载电子设备使用和维护者的培养也不例外。在机务维护领域, 所有维护工作必须遵从飞机注册国的民航规章与标准, 我国范围内的飞机维护人员资质要符合CCAR-66部的要求, 民航培训机构在培养机务维护人员时要满足CCAR-147部的要求, 这些民航规章的制定必须遵从国际规范A-TA-100。因此, 机载电子系统素材库的建设内容, 必须符合CCAR-66部、CCAR-147部和ATA-100规范的内容要求。综合各民航规章总结民航飞机的机载电子系统主要包括:通信与监视系统、导航系统、飞行管理与自动飞行控制系统以及机载维护系统, 如图1所示。
(二) 机载电子系统教学素材库内容设计
通过分析机载电子系统的组成、工作原理、操作逻辑等内容, 总结任何电子系统都是由输入输出接口、电源管理、核心计算机等部分组成, 如图2所示。
输入接口实现模拟信号、数字信号、离散信号等输入, 包括来自导航系统以及通信系统的无线电模拟信号、来自飞行控制系统控制机构的离散信号、来自控制面板的数字信号等内容。
输出接口以灯光、音频、数字显示等方式将机载电子系统参数、状态等内容呈现至机组人员, 包括控制面板的各种状态灯、飞机各站位的声音提示以及驾驶舱电子飞行仪表系统的显示等内容。
电源管理实现仿真电子组件电源供应以及系统通电逻辑, 实现各种电源供应状态的仿真。
计算机是机载电子系统的核心组件, 在通电正常情况下, 根据输入接口的信号, 生成输出信号, 其中包括正常信号处理、故障处理以及自测试逻辑。
三、基于虚拟仿真技术的教学素材库设计
(一) 虚拟仿真对象建模
虚拟维修仿真对象建模主要包括几何建模和物理建模两个部分。
1. 几何建模。
首先通过3dmax、Creator、AC3D等三维视景建模软件构建机载系统各组件的外观, 在设计与实现中按照机载系统实际尺寸进行构建, 实现三维的几何模型, 然后通过Open Scene Graph系统实现几何模型渲染, 该系统支持VRML2, AC3D, DXF等不同3D文件格式, 使呈现出的模型与实际机载系统各组件外观相近, 达到真实感官效应。
2. 物理建模。
物理建模准确反映机载电子组件的物理运行状态和物理特征, 仿真机载电子组件在不同外部环境和电源条件下的正常和异常操作。机载电子组件功能复杂多样, 依赖的物理原理也各不相同, 需要根据实际研究对象建立相应的组件仿真模型, 利用数值方法来进行模拟计算。通过分析机载电子组件, 分别从组件输入输出接口、电源接口、故障处理逻辑接口、自测试逻辑接口、音频警告接口和系统功能接口等几部分进行物理建模, 实现真实飞机环境中机载电子系统运行状态的复现。
(二) 三维虚拟场景生成
基于虚拟仿真的机载电子系统教学素材库系统采用一台计算机、一个显示器、音箱等组成, 通过计算机图形技术仿真驾驶舱的仪表系统显示、各控制面板的模拟操作、电源跳开关的闭合状态、头顶面板操作与灯光显示灯内容。 (1) 计算机是系统控制中心, 包含几何模型、物理模型、系统工作逻辑等内容的仿真以及信号源的模拟, 计算机对模拟信号源以及来自于其他系统的模拟输入进行处理, 生成输出信号, 分别与其他系统接口、显示输出、音频输出等相连; (2) 显示器实现驾驶舱各仪表板显示以及控制面板、电源面板的操作, 显示器所呈现的仪表、控制面板等按照实际机载系统的位置进行仿真, 使学生能够直观了解驾驶舱仪表、系统操作等相关内容。
四、结语
基于虚拟仿真技术的机载电子系统教学素材库系统呈现出以下特点:
1.系统能够直观呈现机载电子系统的显示、布局以及操作, 课堂教学过程中能够为学生展示实际机载系统的相关内容, 学习效果较好。
2.占用场地较小, 解决了实习场地不足的问题。仿真系统采用一台电脑与一个显示器组成, 比传统的维护训练器的体积大大减小。
3.维修成本很低。由于采用了仿真技术, 实际维护过程中仅需要解决软件的bug以及部分硬件出现的问题, 相对比维护训练器维修成本大大降低。
参考文献
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[3]吴学敏.高职共享型专业教学资源库建设的探索[J].中国高等教育, 2010, (21) .
[4]张煜.航空器维护训器练器在飞机维修工作的应用[J].航空维修与工程, 2009, (5) .