高可靠航空电液伺服系统控制器设计

电液伺服系统是一种由电信号处理装置和液压动力机构组成的伺服控制系统。针对某航空机电系统中伺服驱动装置的工作特点,设计实现了基于DSP处理器的高可靠航空电液伺服系统控制器。控制器为双余度硬件冗余体系结构,采用热备份的主/备工作方式,并使用基于故障严重程度和故障计数双重原则的容错策略,在保证控制器性能的同时有效提高了系统可靠性,同时其双余度架构也保证了系统安全性。     

多源冗余容错导航计算系统的设计与实现

常规无人机在余度配置传感器的信号处理、余度管理、故障检测与隔离等环节占用飞控计算机过多运算资源,增加了飞控计算机的整体负荷,致使全系统可靠性降低;与此同时,传统的传感器余度配置方案和导航计算机余度设计在工程中存在方案不完备和实时性较差等局限性。鉴于此,提出一种多源冗余容错导航计算系统的解决方案,给出系统的软硬件设计方法,并基于非相似余度技术设计多源冗余传感器硬件和软件滤波算法,采用双CPU+FPGA的架构设计多源冗余容错导航计算机硬件平台以及模块化软件架构,实现了系统的软硬件的开发。经过实际测试和试验,验证了系统具有通信速率快、可靠性高和稳定性好等特点,满足了高可靠性飞控系统对新型组合惯导的需求。     

基于SCADE实现的三余度飞控计算机系统任务同步

余度技术是提高可靠性的有效途径,余度系统同步是余度技术的关键。在SCADE开发环境中采用图形化建模方式搭建三余度飞控计算机任务同步模型,应用自动代码生成技术将任务同步模型生成高可靠嵌入式实时代码,省略代码单元测试,具有开发周期短、安全性高等优点。在实际应用中能稳定可靠的完成了任务同步,为余度系统作用发挥奠定了基础。     

机载大屏幕显示器的余度设计及余度管理

余度技术是系统或设备获得高可靠性的设计方法之一。为了显著提高系统的任务可靠性,当系统发生故障时,余度系统能够自动完成系统重构,继续正常工作,从而提高了飞机的任务可靠性和安全性。本文从余度设计的概念出发,通过对余度等级、结构、数目及层次等几个方面对余度设计进行分析,结合某大屏幕显示器余度设计,给出了余度设计的基本方法,提出了一种余度管理方案,该设计思想也可用于其它机载设备中。     

机载机电系统可靠性的计算机辅助分析方法

 为了提高机载机电系统的可靠性，机载机电系统常采用余度系统，以达到故障容错，进而实现整个飞机系统的高可靠性和安全性。开发适应于余度间耦合、动态性能降级的ReliaApp可靠性分析评价软件平台，通过有效综合故障模式影响（FMEA）、故障树分析（FTA）和Markov状态转移链法，实现不同容错设计方案的选择、机电系统的可靠性定量评价并给出系统的薄弱环节，为系统的余度配置和改进设计提供软件设计与评估平台，以确保飞机系统的高可靠性和安全性。实例应用表明该软件平台是飞机机载机电系统可靠性设计与评价有效的计算机辅助工具。     

ARINC659总线多余度容错系统同步技术

介绍了ARINC659总线结构、窗口活动、同步方式,分析了初始同步和重同步过程中时钟漂移和异步度产生的原因。以ARINC659背板总线为核心,设计了满足高安全性和高可靠性需求的四余度综合化、模块化的飞机机载计算机系统,分析了系统架构、总线桥接方式、工作原理。针对余度管理的同步核心功能,设计了系统应用级的任务同步算法和总线通信级的消息同步算法。该同步技术已经应用于型号研制中。     

霍尼韦尔公司容错式大气数据/惯性基准装置

容错式大气数据/惯性基准装置(ADIRU)是大气数据/惯性基准系统(ADIRS)的关键部分。而ADIRS被用作分布式结构的ARINC651综合模块化航空电子设备(IMA)的惯性与大气数据基准。霍尼韦尔公司的ADIRU采用简单可靠的方法完成故障探测、故障隔离及余度管理,从而满足了民航市场低寿命周期成本和高可靠性的需求。ADIRU有4个惯性余度,比常规的3余度系统增加了一级,因而具有延期维修能力。高可靠的分块式设计、简单的内部串行接口和表决方式,很适于利用惯性余度元件给出高度完整性的系统输出。它不需像常规系统那样从多源大气数据和惯性输出完成自身的余度管理。     

机载多余度容错计算机瞬态故障与恢复技术研究

本文针对航空电子系统高可靠性要求，对瞬态故障进行了分析，论述了瞬态故障对机载设备的影响，提出了瞬态故障的故障诊断与故障窗口监控综合恢复方法，并以航空计算技术研究所研制的四余度容错计算机为模型，描述了其实现算法     

一种襟缝翼控制计算机余度架构设计

针对高升力系统中襟缝翼控制计算机的余度架构进行基础技术研究,设计了一种可靠性高、可抑制共模/共域故障、成本合适的新的余度架构。提出了襟缝翼控制计算机的通道结构与驱动分系统结构紧耦合,分析了3种主流余度模型,从而确定了襟缝翼控制计算机余度架构的通道结构和支路结构：新余度架构采用双通道模式,满足驱动分系统的驱动方式需求,每个通道内部将襟翼和缝翼功能进行物理隔离,功能通道内部由2个支路构成命令-监控结构。同时设计了新余度架构的工作方式,并使用广义随机Petri网分析了新余度架构的可靠性。     

小型化1553B通信协议芯片Mini—ACE的开发和应用

为满足MBI模块小型化、轻型化、低功耗、高可靠性和灵活性的要求,设计一块采用TI公司小型DSP处理器SM320F2812作为处理器、DDC公司小型化BU61865芯片作为协议芯片,采用FP—GA实现主要逻辑的双路、双余度、双通道MBI。该MBI能极大地减小总线负载,提高总线传输效率.Mini—ACE使得MBI具有总线控制器、远程终端、总线监控器、组合远程终端和选择消息监控等功能。通过在系统单位的综合与联试,该MBI模块能够满足系统的快速、灵活等要求．     

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。     

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。     

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.      

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。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.