机载设备软件需求获取过程研究

DO-178B机载设备软件的开发指南,规定了软件生存周期中各个过程的目标以及完成目标的活动和证据;但是DO-178B标准中没有给出软件需求获取的具体过程.针对机载设备软件AE653/Cert的认证过程进行研究,诠释需求获取过程中的建模方法和原则,给出需求获取过程的具体描述及其变更控制和配置管理.最后通过分析验证软件需求获取过程生成的需求和工作产品可以符合DO-178B的目标,为机载软件开发过程的需求获取提供了参考依据.     

基于SFMEA的机载软件安全性需求提取方法研究

软件失效模式、影响分析(SFMEA)是对软件进行安全性分析的重要方法,通过对软件失效的影响分析、失效原因分析可以得到对应的改进措施,可以提高软件的安全性。通过对SFMEA进行扩展,建立包含有失效原因的经验数据的航空机载软件失效原因库,为用户分析提供辅助参考,确保失效原因以及对应的改进措施分析的充分性,并最终提取软件安全性需求保证后续的软件安全性工作。最后给出了上述方法在某发动机控制软件中的应用,过程和结果均表明该方法能够有效的提取软件安全性需求以支持软件安全性工作并最终保证软件安全性。     

基于需求建模的软件安全性分析方法研究

为了提高软件安全性及可靠性,将需求建模引入针对软件需求的安全性分析过程,利用系统危险源、典型运行场景、外部输入输出接口等建模方法从系统需求分配、动态交互、接口故障处理等开展多角度分析,从而提高软件质量,并为后续软件需求分析以及安全性分析工作中提供可复用数据资产。     

基于安全性的航空发动机控制软件测试技术

针对航空发动机控制软件安全性需求的验证问题,提出了基于需求模型与安全性分析结果的软件测试技术。从软件需求的结构化描述和软件安全性分析结果中的失效和危险因果关系链出发,研究并制定了符合航空发动机控制软件特点的测试用例生成方案,给出了程序化的自动实现算法,并描述了在某重点发动机型号的工程实践情况。     

一种半实物仿真试验软件安全性评估方法

针对机载软件在多因素耦合复杂飞行情形下的安全性评估与开发安全控制,提出一种基于半实物仿真试验的软件安全性评估方法。介绍了采用飞行模拟器试验对软件安全性进行评估的思想;设计了实施该方法的操作流程;建立了试验平台中仿真系统主要的数学模型;借鉴生物学理论,分析了软件缺陷诱发飞机飞行危险的机理;最后,运用该方法对增稳系统嵌入式软件安全性进行了评估,验证了该方法运用于工程实践的可行性。利用该方法能够减少潜在的机载软件缺陷,降低复杂情形下软件诱发飞机功能危险的概率,提高机载软件安全性。     

现代民用飞机液压系统软件设计

首先概述软件功能、安全性需求与系统需求的追溯性关系,然后对先进民机液压系统中的软件功能进行了分类描述,最后讨论了液压系统机电综合化发展的趋势。随着现代民机自动化程度的提高,完善液压系统软件对提高飞机在民机市场的竞争力有重要意义。     

仿真概念模型的需求获取

概念模型的需求获取关系到仿真模型的质量和仿真实现的成败。文章针对概念建模中需求获取方面的问题,分析了需求获取一般包含的内容,形成过程,表现的技术方法,并将其应用于一个简单的综合防空想定。     

提高机载软件安全性的过程保证方法

在航空电子机载软件研制中,通常重点关注和实现软件的功能和性能,而对软件安全性、完整性以及追溯性不够重视。提出一套以典型软件生存周期为基础,在软件研发各过程中增加具体的安全性相关活动以提高软件安全性的过程保证方法。该方法在某型飞机显示系统软件项目开发和审定中取得一定成效。     

SCADE模型驱动开发过程研究及高安全性分析

本文以模型驱动开发(MDD)为契合点,在统一软件开发过程(RUP)的坚实与敏捷开发方法的灵动之间找到一种平衡,详细介绍了基于高安全性应用程序开发环境(SCADE)模型驱动软件开发过程。它具有连贯迭代、持续构建的特点,同时综合测试的理念贯穿始终。结合航空项目软件研制过程中时间节点紧、需求变化频繁、软件安全性要求高等特点,以某项目为实例,通过需求分析、模型设计、设计验证、安全性分析、代码生成等过程,结果表明基于SCADE模型驱动开发过程既可以借助RUP定义的流程,又是有效地实施敏捷开发的最佳实践,同时大大提高了软件的安全性。     

航空发动机需求追溯管理分析

追溯作为系统或项目需求确认的最基本的方法,通常是将需求追溯到上级需求,或者将需求追溯到设计要求。对航空发动机安全性需求实施有效追溯和管理,提高局方对航空发动机安全性评估的信任度,是航空发动机制造企业面临的重大挑战。对航空发动机安全性需求的管理过程开展研究,分析了以需求捕获、需求分析、需求确认、需求分配、需求验证为主的需求开发活动所涉及的追溯性活动。研究了航空发动机需求分析与定义阶段、概念设计阶段、初步设计阶段、详细设计阶段、验证与取证阶段等不同研制阶段的追溯性特点及其表现形式,并提出审查活动中对航空发动机安全性需求追溯的关注要求及关注要点,以期为我国在航空发动机安全性工作的管理、安全性要求的落实提供支撑。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.     

Effects of Mo on the Microstructure and Hydrogen Sorption Properties of Ti-Mo Getters

The effects of Mo on the microstructure evolution, porosity and hydrogen sorption properties of Ti-Mo getters are investigated in this work. The results show that the addition of Mo prolongs the densification process of Ti-Mo getters and results in a significant amount of sintered pores. With the Mo content increasing, the porosity of getters firstly increases reaching the maximum value as it at- tains about 7.5wt.%, and then drops. At the room temperature, the hydrogen sorption property of getters increases progressively with the Mo content increasing, but the tendency is not very clear before its content lies below 2.5wt.%. When the Mo content achieves about 7.5wt.%, the hydrogen sorption property proves to be the best. The discussion is made about the above mentioned phenomena inclusive of hydrogen sorption properties of getters under different activation conditions (from 500-750 ℃).     

Preparation of Highly Dispersed Antimony-doped Tin Oxide Nano-powder via Ion-exchange Hydrolysis of SnCl4 and SbCl3 and Azeotropic Drying

Antimony-doped tin hydroxide colloid precipitates have been synthesized by hydrolysis of SnCl4 and SbCl3 using: (1) an ion-exchange hydrolysis to remove chlorine ions, and (2) isoamyl acetate as an azeotropic solvent to obviate water. The obtained dried powder is of high dispersivity without any need for further grinding. The size and dispersivity of the final particles are investigated with the aid of TG-DTA, BET, XRD and TEM. After having calcined, the antimony-doped tin oxide nanopowder possesses a tetragonal rutile structure with high dispersivity, uniform particles and low hard agglomeration.