飞控系统虚拟设计环境

开展面向设计的飞控系统虚拟原型机开发环境研究,提出了飞控系统虚拟设计环境的3层次结构:第1层为运行管理层,以数据库为基础,其核心为PDM(产品数据管理)软件.第2层为虚拟技术层,提供余度飞控计算机、舵回路、传感器等的虚拟原型的生成.第3层为仿真支持层,支持人在回路的仿真验证.分析了实现每层功能的关键技术,并基于该虚拟设计环境,完成了虚拟四余度飞控计算机的设计和验证,使该开发环境具有面向主要结构参数、性能参数、价格参数的虚拟余度飞控计算机系统生成功能.     

自修复飞控系统的可靠性估计

给出了故障检测与诊断算法（ＦＤＩ）的故障检测覆盖率、漏报率及操纵面故障下控制律重构的成功率的定义;提出了建立在ＦＤＩ和重构基础上的自修复飞控系统的故障监控覆盖率的估计方法。以某型机的四余度电传飞控系统为例,比较了传统飞控系统和自修复飞控系统在两种故障下的可靠性。结果表明,在执行机构进行了部分简化,考虑了故障覆盖率之后,自修复飞控系统比传统飞控系统具有更高的可靠性。若故障覆盖率可达到９７．５％,利用     

一体化电液作动器容错结构设计

一体化电液作动器(EHA, Electrical Hydrostatic Actuator)是功率电传(PBW, Power by Wire)飞控操纵系统的一部分,为了保证整个飞控系统的可靠度,必须采用多余度结构配置.飞控系统分别从可靠度、任务成功率、余度和故障管理水平以及性能、重量等角度提出了EHA的设计指标要求,并按照设计指标要求,对EHA各个组成部分的失效率进行了计算.根据计算结果,针对一种可行的EHA容错结构,分别计算了由于EHA故障导致的任务中断率(PMA, Probability of Mission abort)和失控率(PLOC, Probability of Loss of Control).计算结果表明此种结构形式能够满足飞控系统对作动器可靠度的要求.最后根据选用的可靠度模型,设计出具有容错能力的多余度作动系统,并对此容错结构进行了详细阐述.      

高可靠三余度数字式作动器控制器设计与实现

对作动器控制器进行了三余度配置,介绍了冗余作动器控制器的结构、余度配置以及余度管理.结合数字式伺服作动系统的结构特点,提出了一种借助通道内控制器互监测实现通道内自监测的方法.借助比较监控、传感器自监控、通道内自监控等其它监控方法,对三余度数字式系统有效地实现了二次故障工作、三次故障安全.和其他冗余方案相比结构更简单、基本可靠性更高.基于高速数字处理器和CAN(Controller Area Network)总线开发了三余度数字式伺服作动器控制器.基于马尔可夫模型,考虑系统一次故障覆盖率、二次故障覆盖率对控制器可靠性进行了分析,该三余度控制器具有很高的可靠性.      

冗余直接驱动伺服作动系统建模与特性分析

为了提高数字式直接驱动伺服作动系统的可靠性,对系统进行了余度配置,电气部分采取三余度,机械部分采取二余度,设计了伺服作动系统的余度配置和管理方案.对系统的机理进行了深入研究,建立了二余度阀控液压缸、三余度直流无刷电动机等系统各部分的数学模型,分析了余度配置对系统的可靠性和动静态性能的影响.基于Matlab的仿真平台Simulink对冗余伺服作动系统进行了仿真分析.结果表明,系统在电气二次故障、机械一次故障的情况下仍保持较好的动态特性,系统的余度配置和管理方案使系统可靠性得到提高,动静态性能得到改善,为冗余直接驱动式伺服作动系统的研制提供了理论依据.      

伺服作动系统的余度控制

为了提高伺服作动系统的可靠性,设计了一种三余度的电液伺服作动系统,将伺服阀的力矩马达、喷嘴挡板阀、系统的反馈元件等做成一式三份.并对该结构伺服作动系统进行了深入的理论分析,建立了三余度伺服控制系统的数学模型,分析了余度控制对伺服作动系统动态品质的影响,以及系统出现故障后余度伺服作动系统的动态品质.分析结果表明:伺服作动系统采用余度控制后,系统的动态品质基本不变.但系统在伺服阀线圈一路断开的情况下,余度伺服作动系统仍能正常工作.结果表明:伺服作动系统采用余度技术后,系统性能基本不变,而大大提高了伺服作动系统的可靠性,为高性能伺服作动系统的研制提供理论依据.      

无人直升机综合飞行控制系统设计

提出遥控－自主控制型无人驾驶直升机控制－仿真综合飞行控制系统设计概念,基于无人直升机自身的控制－仿真综合飞控系统可进行工程闭环飞行仿真,不论在研制阶段或使用阶段都可对无人直升机系统的飞行性能、飞控系统硬软件特性及可靠性、任务飞行参数预设置等进行深入的验证,地面飞控人员也可以在真实的系统上进行逼真的训练。此外控制－仿真综合飞控系统能通过飞行实践不断完善系统性能和在线检测系统异常,提高飞行安全性。提出     

基于代数模型的飞控计算机可靠性分析方法

针对现有大型客机飞行控制计算机的体系结构,运用动态故障树分析方法对系统进行可靠性分析.通过引入时间算子,为系统所包含的温贮备门事件建立了可靠性代数模型,并且在借助逻辑符号系统得到的结构函数基础上,推演出非相似余度温贮备可靠性分析的量化表达形式.这种代数模型方法可以适用于包含任何寿命分布类型部件的系统.通过对一个典型的电传飞控计算机系统进行研究,将其和经典Markov方法比较,体现出该种方法在工程中的有效性和便捷性.      

一种嵌入式大气数据系统余度设计方案

针对嵌入式大气数据系统,从系统余度设计和数据解算余度设计两个角度进行分析,并提出解决方案。系统余度设计方面,介绍了测压点余度设计方法,并提出一种基于计算机内总线的双余度嵌入式大气数据计算机架构,使得系统设计余度在两余度以上;解算算法余度设计方面,建立参数测量模型,并推导了利用风洞数据进行参数解算的方法,得到参数后可应用最佳线性最小方差无偏估计对大气数据进行在线实时估计。     

三余度直接驱动阀驱动控制系统

设计了一种新型的电气三余度直接驱动阀(DDV,Direct-Drive-Valve)驱动控制系统,介绍了系统结构,分析了三余度永磁无刷直流力矩电机、位置传感器以及交叉通道数据链(CCDL,Cross Channel Data Link)模块的方案设计,探讨了基于新型变结构PID算法的位置伺服控制策略和基于CCDL的余度管理策略.实验结果表明,系统具有良好的动静态性能以及冗余工作特性,其角度范围为-10° ~10°,定位精度不大于4′,三通道工作时频宽不小于20Hz,两通道工作时频宽不小于15Hz,可满足航空DDV式作动器的要求.      

用于空间站的四重冗余对接控制系统设计

针对空间站所处太空环境的特殊性、对接机构对空间站正常运行的重要性,以及对航天器可靠性要求日益增加的问题,提出在对接控制系统中增加可靠性设计,实现整个机构的高质量、平稳运转。在完成正常控制功能的基础上,在系统中采用了四重冗余的工作机制,包括主备机双热备份、自动/手动控制模式切换、自动控制关闭指令双线发送和工作模式的三取二判断,对四重冗余设计的具体判断流程进行了详细地解释。对控制系统软件进行仿真验证,结果表明：由本文所述方法设计的对接控制系统具有高可靠性和故障容错能力。     

基于EDA技术的电路容差分析方法研究

论述了容差分析技术的基本原理,提出了以EDA(Electronic Design Automation,电子设计自动化)软件PSpice为基础进行电路容差分析设计的技术方案,详细阐述了蒙特卡罗分析、最坏情况分析的方法,研究了电路参数偏差、温度效应和退化效应等3个方面的容差分析,并以实例分析证明了该方案的可行性.      

航天器控制软件可靠性工程方法研究

当前航天器控制软件的复杂度越来越高,软件的规模十分庞大,对软件可靠性安全性要求极高,因此对航天器控制软件的可靠性设计和度量具有重要意义.介绍和分析适用于航天器控制软件的可靠性设计方法,并结合某型号给出实际的软件设计以及可靠性度量的具体实例.     

基于遗传算法的飞行管理系统余度配置优化方法

余度设计是飞行管理系统研制过程中提升其安全性的主要手段之一。针对余度设计受制造预算(经济性)与使用阶段维修保障资源消耗(可靠性)的制约问题,基于飞行管理系统的安全性、基本可靠性及经济性数学模型,利用改进后适用于整数优化的遗传算法,提出了一种以安全性为目标、基本可靠性与经济性为约束的余度配置优化方法,并以实例说明其适用于较为复杂系统的余度配置优化。经过敏感性分析发现,安全性指标最优值随着基本可靠性约束下限的提高而降低,随着经济性约束上限的增加而增加。2种约束条件对优化目标竞争约束,在同一时刻只有1种约束条件起主要约束作用。     

容错控制系统的可靠性建模及模型化简

在容错控制系统的设计过程中,进行系统的可靠性建模和分析求得容错控制系统可靠性是一项非常重要的工作。它是许多设计工作,如设计方案的选择优化和一些设计参数的确定等的重要理论依据。在容错控制系统的可靠性分析中,利用马尔柯夫过程理论对容错控制系统进行可靠性建模能够较为真实地描述系统的实际工作情况,但是由于容错系统为了达到高可靠性而有采用了大量的冗余配置及重构技术,使得该可靠性模型往往变得相当复杂。因此,对     

四余度伺服机构可靠性试验方法研究

由于四余度伺服机构高可靠性、短寿命设计的特点,使基于大样本长时间的指数分布可靠性试验方法难以奏效.根据四余度伺服机构纯耗损的故障机理,对其可靠性试验方法进行了研究,提出了基于威布尔过程的可靠性试验及参数统计方法.在3个基本假设的基础上,对故障率逐步提高的纯耗损型产品在寿命末期进行工作点线性化处理,认为短任务时间内威布尔过程瞬时故障率可近似等于当前工作点的指数分布故障率,把威布尔过程可靠性试验与指数分布可靠性试验有机地结合起来.试验结果表明,基于威布尔过程的可靠性试验方法可以大大缩短试验时间,节省试验费用,为高可靠性机电产品的可靠性试验提供了一种有效的途径.      

基于马尔可夫链的空间站推进1553B通信系统可靠性分析

推进功能的正常实现为空间站长期在轨运行提供重要保障。1553B通信系统作为推进功能的重要组成部分,承担着推进系统与外界进行数据交互的任务,其可靠性设计至关重要。为提高1553B通信系统可靠性,分别对包含数据隔离芯片在内的远程终端及其处理器进行双余度冗余设计。本文通过建立故障树对1553B通信系统可靠性进行分析,并引入平均无故障时间、可靠度等定量指标,基于马尔科夫链建立可靠性模型进行定量计算。结果表明,1553B通信系统平均无故障时间增加1.947倍,可靠度增长3.89%,故障概率则下降超98%,由此验证了双余度冗余设计能够有效地提升1553B通信系统的可靠性。     

高速缓存影响的航天器控制软件调度设计方法

针对高速缓存引起的程序执行时间抖动对航天器控制软件任务调度造成的困难,提出一种基于循环调度的调度设计方法,该方法利用任务程序执行时间的概率分布设计具有不同可靠性的系统模式,通过模式切换,使处理器得到充分利用,同时能够提供一定的可靠性保障,为航天器控制软件的任务调度提供参考.