基于路径的数字系统功能测试

本文介绍基于路径的数字系统功能测试方法。路径表示系统在输入信号作用下状态的转换。文章提出并实现了遍历路径的测试矢量生成算法;讨论了利用数字系统硬件描述语言及其模拟器生成被测系统在测试矢量序列激励下的无故障响应序列的方法;并介绍运用无故障响应序列与实际响应序列进行比较测试的故障定位法。应用上述方法,笔者在研制的NAT-403Ⅰ型数字设备自动测试仪上对三种板级数字系统进行了测试,获得预期的效果。     

可修系统的可用度分析方法研究

介绍了一种新的可修系统可用度分析方法--可修系统动态故障树建模分析方法.为了获得高的可靠性和可用性,计算机控制系统大量采用了动态余度管理、储备及复杂的故障恢复技术,使计算机控制系统呈现出很强的动态性和实时性.采用动态故障树与Markov过程综合方法,将计算机控制系统的动态时序用DFTA(Dynamic Fault Tree Analysis)描述,将系统可修过程用Markov过程描述,将系统分解成若干个小的模块,逐步计算各模块的可用度、等效故障概率和维修率,最后综合进行整个系统的可用度分析.     

推力矢量对飞机操纵面失效的补偿与重构

讨论了推力矢量控制对飞机俯仰、偏航通道气动力的补偿效果和飞行中操纵面失效故障下利用推力矢量进行控制律重构的概念.给出了系统的控制余度定义和伪逆重构条件.针对飞机方向舵失效故障,利用推力矢量进行了重构设计和仿真研究,结果是令人满意的.     

北斗导航系统接收机 自主完好性监测算法及性能分析

北斗导航定位系统是我国自主研制的全球导航定位系统,其接收机的自主完好性是决定可靠性的关键因 素之一。文章推导了RAIM(Receiver Autonomous Integrity Monitoring)算法的观测模型,并在此基础上推导了基于 最小二乘法的RAIM算法、故障检测和故障识别算法。仿真表明,该算法可以检测出故障并识别故障卫星。     

航空发动机燃油系统执行机构故障诊断及验证

研究了基于执行机构模型以及发动机逆模型的发动机燃油系统执行机构及其传感器故障诊断方法.基于发动机半物理仿真试验台试验数据建立执行机构小闭环传递函数模型,通过二次多项式拟合将油针位置转换为燃油流量.提出基于自校正在线训练神经网络算法建立发动机逆模型,以离线训练网络参数初始化在线系统,基于阈值更新网络参数,并对学习速率进行自校正,以提高算法的泛化能力及收敛速度.对比执行机构模型输出、发动机逆模型输出与LVDT传感器测量位移换算得到的燃油流量,基于阈值判断故障状态.在T700涡轴发动机半物理仿真试验平台上进行试验,实现了在发动机额定及各种性能退化状态下,执行机构及其传感器漂移和偏置故障的准确诊断及定位,验证了算法的有效性.     

基于比例因子的离心泵圆弧叶片造型研究

针对中低比转速离心泵,提出了能够统一各种圆弧叶片造型方法的比例因子法,推导了叶型参数的计算公式,分析了比例因子对叶片安放角、叶片长度等的影响,并采用数值模拟方法对不同比例因子下的泵内流场进行了性能预测.结果表明,不同比例因子下的叶型参数、流动参数及性能参数变化范围很大.比例因子较小时,节流损失较大,泵扬程较低;比例因子较大时,脱流损失较大,泵效率较低,存在较优的比例因子区间[0.15,0.35],使叶片安放角平滑变化,泵的综合性能较优,对应的曲率半径比为1.4～1.9.采用Pfleiderer方法及本文的角度平均法获得的叶片安放角变化较为平稳,可用于离心泵的初步设计.     

运载火箭复杂容错控制系统可靠性分析

在典型可靠性分析模型及理论基础上,建立了运载火箭复杂容错控制系统可靠性分析模型,提出了行之有效的可靠性建模方法,并进行了算例分析.结果表明,该方法能够为复杂容错控制系统可靠性评估、确定合理的系统组成以及方案优化提供良好的支撑,可在控制系统工程设计中推广应用.     

从一起飞机滑梯救生包系带问题浅谈人为因素分析

本文就一起看似简单的B757飞机逃离滑梯救生包系带问题未能正确纠正的事件,结合加拿大运输部的人为差错12个"陷阱"(Dirty Dozen),从人为因素的角度进行了简要的分析,为我们在日常航空安全管理中如何系统地分析、解决问题提供了一个案例。     

Individual aircraft life monitoring: An engineering approach for fatigue damage evaluation

Individual aircraft life monitoring is required to ensure safety and economy of aircraft structure, and fatigue damage evaluation based on collected operational data of aircraft is an integral part of it. To improve the accuracy and facilitate the application, this paper proposes an engineering approach to evaluate fatigue damage and predict fatigue life for critical structures in fatigue monitoring. In this approach, traditional nominal stress method is applied to back calculate the S-N curve parameters of the realistic structure details based on full-scale fatigue test data. Then the S-N curve and Miner’s rule are adopted in damage estimation and fatigue life analysis for critical locations under individual load spectra. The relationship between relative small crack length and fatigue life can also be predicted with this approach. Specimens of 7B04-T74 aluminum alloy and TA15M titanium alloy are fatigue tested under two types of load spectra, and there is a good agreement between the experimental results and analysis results. Furthermore, the issue concerning scatter factor in individual aircraft damage estimation is also discussed.     

航空发动机控制律容错重组设计

针对发动机数字电子控制系统中传感器易于出现故障的特点,以某型发动机为例,采用基于控制律容错重组方法在飞行包线内的不同点上设计出了发动机容错控制器。仿真结果表明：该控制器具有很好的容错能力,故障情况下系统的动态品质与正常情况下系统的动态品质具有良好的一致性。