多电飞机机电系统关键技术探究

多电飞机机电系统关键技术探究

【摘要】随着波音787飞机的出现，多电飞机在民用航空领域的应用已经成为现实。多电飞机技术在飞机的电源系统、飞控系统、环控系统以及刹车系统等方面都有具体的体现，其关键技术的发展也推动着飞机全电化进程。

【关键词】多电飞机；机电系统；波音787

0 引言

飞机主发动机除了完成提供飞行所需的动力这一主要功能之外．还为飞机上四种次级功率系统，即液压、气压、电气和机械系统提供原动力。多种二次能源造成飞机上接口多，飞机对地面设备的依赖性大．

自主性小。为了提高飞机可靠性、可维护性以及使用成本．多电飞机技

术的研究成为飞机发展的重要方向

多电飞机(MEA，MoreElectricAircraft)是一种用电力系统部分取

代原来的液压、气压和机械驱动系统的飞机，力图使飞机的次级功率

系统尽量多地用电的形式分配

采用电能取代其它的二次能源的多电飞机涉及到飞控系统、环控

系统、防除冰系统以及起落架系统等诸多机电系统的设备和技术的变

革一

1 飞行控制系统

功率电传(PWB)技术的应用是多电飞机的重要表现功率电传是

指由飞机次级能源系统至作动系统各执行机构之间的功率传输是通

过电导线以电能量传输的方式完成的

传统的飞机采用液压作动系统．由于飞机全身布满液压管路．增加了飞控系统的总重量．使飞机的受攻击面积增大．导致飞机战伤生

存率不高：其次高压化和大功率则使传统飞机液压系统的效率问题日

益突出，进而引发了诸如散热、使飞机燃油总效率降低等问题。而在多

电飞机上将飞机次级功率系统中的液压作动机构改为功率电传．给飞

行器的操纵和控制方式带来巨大变化．其优点包括：可靠性高、生存力

强、维修性好、效率高、容错力强、大量节省费用。

采用功率电传作动系统将取消飞机上既有电源又有液压源双个

二次能源的结构，对发展多电、全电飞机具有重要意义。目前的功率电

传作动系统主要有两类：一种是电动静液作动系统(EHA1方案：另一种

是机电作动系统(EMA)

f1)电动静液作动器EHA(ElectroHydrostaticActuator)

电动静液作动系统由控制器、电动机及其所驱动的液压泵、液压

作动器组件、高压液压油箱组成。其中控制器包括数字控制和电机控

制两个部分，数字控制部分起着伺服控制的作用，实现回路闭合、系统

监控和余度管理等功能：并与飞行控制计算机和数据链接口．接受飞

行控制计算机发出的电动机驱动指令和把数据发送给飞行控制计算

机进行诊断。电机控制部分则响应来自数字控制部分的指令，对电机

实施脉宽调制．把电力加到电机上以驱动液压泵系统中的电机驱动

一个液压泵．把油液从其自身的小油箱中输出．从而驱动副翼．它的液

压系统与中央液压系统相对独立

(2)机电作动器EMA(ElectromechanicalActuator)

EMA作动系统通常包括飞控计算机、接线盒、飞机400Hz电源、功率控制监控电路及EMA作动器本体EMA作动器本体由直流无刷

电动机、滚珠丝杠和微处理控制器以及位置、速度、电压和电流监控装

置等组成EMA系统可以在不改动原来的飞行控制系统的情况下代

替普通的作动器

2 环境控制系统

B787飞机环控系统首创地取消了发动机引气．而是采用了电环

控技术。飞机环境控制系统(Ecs)的主要功用是：给驾驶舱、客舱增

压、通风和控制其温度；给设备通风冷却。现在大型民航客机上使用的

ECS．是用发动机压气机引气作为其气源的．主要作用是调节空气的

流量、压力和温度等。发动机从压气机引气会对其燃油消耗产生明显

的影响。燃油消耗率主要取决于下列参数：引气流量、引气压力和发动

机功率等现有传统的ECS只由发动机引气提供其工作所需的能量．即在任何条件下，特别是在恶劣工况(低压、高温．尤其是在起飞和爬

升阶段)下．发动机引气是ECS工作的唯一动力源．而不需要使用其

它能源。

ECS的电气化是指其驱动能源用电能取代发动机引气能源这种

系统可称为全电ECS 全电ECS不再从发动机引气．其工作不会直接

影响发动机热动力循环．可节省飞机燃油消耗．减少飞机性能代偿损

失全电ECS的电能消耗量直接与乘客的数量有关．因为乘客的数量

决定了座舱所需要的新风流量每个乘客所需的最小新风量由适航标准确定。在所有的非推进系统中，ECS和机翼防冰系统(WlPS)的能耗

最大，对多电飞机而言．这一点更加突出。ECS的电气化将在发电、电

能管理和节省燃油等方面发挥重要作用．同时也会对利用发动机引气

的其它系统(如WlPS)产生较大的影响

3 防除冰系统

飞机在负温云层中飞行或具有负温表面的飞机在正温云层或无

云大气中飞行时．可以发生飞机结冰现象飞机结冰对飞机的飞行危

害很大，轻者造成飞机飞行性能降低．重者会导致机毁人亡的严重事

故因此．飞机防冰系统对安全飞行是必不可少的

根据防冰系统所采用的能量方式，有机械防冰系统、液体防冰系

统、气热防冰系统、电热防冰系统。其中电热防冰系统是目前较多采用

的系统，它主要由加热元件、转换器、绝缘层、过热保护装置、温度传感

头及电源等组成电热防冰技术将电能转变为热能．加热部件的待防

护表面．使其不结冰。电热防冰系统一般由电源、选择开关、过热保护

装置．及电加热元件等组成选择开关有“手动”、“自动”等位置。当位

于“自动”位置时．飞机结冰传感器感受结冰电讯号．自动接通或断开

系统电源。过热保护装置f包括温度传感头和继电器)用来防止部件表面蒙皮过热而变形。电加热元件将电能转变为热能，对部件表面加热、

除冰电防冰的加热方式有连续加热和间断加热两种方式。对表面不允许结冰或加热耗电功率较小的部件(如风挡、空速管等)，常用连续加

热的方式：对表面允许少量结冰或加热耗电功率较大的部件(如

机翼、

尾翼等1．常用周期加热的方式

4 全电刹车系统

全电刹车系统是通过电机、蜗轮蜗杆与滚珠丝杠构成的机电结构取代原有的液压刹车系统电刹车取消了液压刹车系统的伺服阀、油

源等系统采用电机和传动装置。电刹车对电机要求较高，电刹车技术

的难点是电机的研制以及传动系统精度的保证

电力作动飞机刹车系统研究对我国航空科学技术的发展有着极

其重要的作用刹车系统性能的不断提高首先保证了飞机的安全性，

使飞行员与飞机得到最大程度的安全保障：电力作动刹车系统的研制

需要采用大量当前较为先进的控制方法与控制芯片．这些新技术_卜新

方法的应用都大大提高了飞机整体与局部性能：电力作动刹车系统的

开发也使我们不断学习当今较为先进的飞机控制与设计技术。

与现有的液压作动刹车系统相比．电力作动刹车系统具有可靠性

高、维修性好、刹车效率高、节省费用等优点，提高了飞机整

体性能、安

全性及稳定性。

飞机全电刹车系统的研究将对飞机结构设计和飞机控制系统的

发展都将产生极其重要的影响．因为它彻底改变了原有液压控制部

分．使得整个飞机的结构发生了改变：对于原有的刹车控制盒也做_『

很大的改进：同时对驱动电机的研究也提出了很高的页)要求，就如同内燃机车到电力机车的改进一样，它的

变化不仅是局部的改变．而是一个全方位变化。

5 总结

波音787飞机的出现．特别是其中诸多机电系统多电技术的成功

应用．为多电飞机的发展提供了实例．同时也推动着飞机机电系统朝

着数字化、集成化、高可靠性、高效率方向发展。多电飞机已经成为现

实．随着电子电气技术以及计算机技术的发展，全电飞机的时代也将

到来

参考文献】

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航电系统发展概述

一航空电子系统的组成：1,各种机载信息采集设备 2，信息处理设备 3，信息管理和显示控制设备 4，相关的软件 二航电系统的发展大致可以分为四个阶段 1，分立式航空电子系统，代表机型为F-100，F-101， 2，联合式航空电子系统，代表机型为F-16C/D 3，综合航空电子系统，代表机型为F-22，F-35 综合航电系统的结构特点如下： 系统按功能区划分 采用高度模块化设计 采用高速数据总线 采用高度综合的座舱显示系统 采用大规模软件技术 采用先进的传感器并进行多传感器的信息融合 实现了系统容错和重构功能 4先进综合航空电子系统 三航空电子系统的发展方向 1智能化 电子计算机已成为现代化机载电子设备的核心, 电子计算机的发展已经并将继续不断地改变着机载电子系统的面貌。当前计算机的发展正面临着重大突破—人工智能计算机的出现。目前人工智能研究主要集中在专家系统、模式识别系统、机器人等三方面 2综合化 采用高级复杂软件增扩最佳控制技术以保证容错, 采用标准化部件, 以减少备件、简化维修、

降低全寿命费用。系统的综合能力依赖于先进的技术支援, 其中包括高速数据总线、超高速集成电路（VHSIC）和人工智能等。 3全频谱化 现代局部战争表明, 电子战已越演越烈,而电子战的实质就是对电磁频谱的激烈争夺。由于无线电频段和微波频段已拥挤不堪因此航空电子设备的工作频率正逐渐向毫米波、红外、激光、可见光等领域扩展, 从而使航空电子系统趋于全频谱化。 4隐蔽化 在导航系统中采用惯导—全球定位系统组合，惯导—天文导航组合等方案, 构成载机不辐射电磁波的“隐蔽导航系统”。采取这种组合方式。”既能保持惯导的近距导航较高的精度又可校正远距飞行中惯导的累积定位误差。 当前正在研制的全地形航空电子系统（T２A）就具有隐蔽导航功能,其核心部件为一个存贮地形三维数据的数据库, 数据库内存有航线中的所有地形的数据,如一些基本点的海拔高度参数、森林、河流、道路、障碍物的信息数据等。利用该数据库在飞行中能够获得一个不断变化的地形轮廓图。从而, 在其它设备的配合下, 实现“隐蔽导航”。 四航空电子系统的安全技术 随着航空电子系统的综合化程度的不断提高，不同级别的任务共享硬件、软件和数据资源，各个模块之间进行相互资源调度和访问，给综合化航空电子系统的安全性和可靠性带来了重大的隐患，主要表现为信息窃听、病毒攻击、非授权访问、非法篡改、故障等。一下为业界为解决安全问题所提出的部分技术研究。 个人总结：近年来的安全技术应该是基于分区管理、分层防御等技术，主要是在高度综合的航电系统中，由于是分区管理，所以安全性主要集中在不同的安全级别构件间数据传输的安全性。这应该也是我们软件安全的切入口。（完全是个人看论文之后的总结，可能错的离谱，别笑话哈）1，Trustable Computing in Next-Generation Avionic Architectures（1992）未来的智能武器中，在更加主张敏感信息的安全性、关键数据的完整性以及系统运行和其他一

未来十年综合航电系统的发展趋向

文章编号:1001-893X(2002)06-0023-04 未来十年综合航电系统的发展趋向Ξ 汪桂华 (中国西南电子技术研究所,四川成都610036) 摘　要:本文主要阐述未来十年国外综合航电系统的总的发展趋向,重点介绍了在开放式系统结构的研究与应用、采用C OTS技术、模块化、多传感器综合技术等方面的发展趋向。 关键词:综合航电系统;开放式系统结构;C OTS技术;模块化;多传感器综合;发展 中图分类号:V243 文献标识码:A The Developing T rend of I ntegrated Avionics System in Future T en Years WANG Gui-hua (S outhwest China Institute of E lectronic T echnology,Chengdu610036,China) Abstract:The developing trend of integrated avionics system in foreign countries in future10years is presented, with em phasis on such aspects as the research application of open system architecture,C OTS technology, m odularization and multi-sens or integration(MSI)technology. K ey w ords:Integrated avionics system;Open system architecture;C OTS technology;M odularization;Multi-sens or integration(MSI);Development 综合航空电子系统(下称综合航电系统)是现代化战斗机的一个重要组成部分,战斗机的作战性能与航空电子系统密切相关。可以说,没有高性能的航电系统,就不可能有高效能作战的战斗机。 综合航电系统在需求牵引和技术推动下已有几十年的发展历史,特别是近十来年,取得了引人注目的进展,促进了飞机作战效能的进一步提高。 然而,目前综合航电系统在使用过程中暴露出不少不足之处,亟待加以改进和完善;同时,21世纪的作战策略和方式的发展也对综合航电系统提出了更具挑战性的要求。因此,未来的十年,在解决经济上可承受性问题的同时,综合航电系统仍将向着更加综合化、信息化、技术化、模块化及智能化的方向发展,并且综合航电系统的功能、性能以及可靠性、维修性、保障性、测试性和综合效能也将出现突破性的飞跃。可以预见,航空电子综合化水平将得到不断提高,航空电子综合技术将向深度和广度发展,得到不断完善。 一、航空电子综合化技术 向深度和广度发展 航空电子系统的发展历程业已证明,综合化是航空电子发展的灵魂和核心。综合化能压缩航空电子系统的体积和重量,减轻飞行员的工作负担,提高系统可靠性,降低全寿命周期费用等。 将于本世纪初服役的美国第四代战机F-22按常规需要60多根天线,工作波段不同的多种接收机、发射机都处于各自分立状态,现在已经综合成十几根天线,下一步还要继续综合。正在执行的综合传感器系统(I S S)计划,天线孔径、射频、信号处理、数字处理等都将采用共用概念。“综合孔径传感器 Ξ收稿日期:2002-09-25

多电飞机容错作动系统拓扑结构分析

多电飞机容错作动系统拓扑结构分析 齐　蓉,陈　明 (西北工业大学自动化学院,陕西西安710072) 收稿日期:2004211201 基金项目:航空科学基金资助项目(04F53036)。 作者简介:齐　蓉(1962-)女,吉林长春人,副教授,主要研究方向为航空电气系统分析与设计, 控制系统可靠性理论与工程设计。 　摘　要:针对多电飞机电力作动系统,提出永磁容错电机及其容错驱动控制的拓扑结构,探讨系统的电气故障模式,研究防止故障传播的电、磁、热隔离设计,在理论上给出了容错电机相数的选取方法,采用独立的同轴电机组件实现高冗余系统。研究结果表明:电机、功率变换器和供电通道均采用以相为基本单位的模块化拓扑结构可实现多电飞机对作动系统的高容错要求。关键词:电力作动系统;容错电机;容错驱动 中图分类号:TP302.8,V242.44 文献标识码:A 文章编号:16712654X (2005)0120082204 引言 作为未来飞机发展方向的多电飞机,其特征是以电力作动系统取代液压作动系统。电力作动器使系统结构小巧、响应速度快捷、作动控制效率提高、能耗降低,消除了液压作动系统存在的漏油、安全性、结构复杂等问题,提高了系统的实时检测和故障诊断能力,改善了维护性并减小了飞机的重量,为机载系统 智能化管理提供技术支撑[1] 。由于电力作动系统应用于舵面操纵、燃油、刹车、环境控制等电力操纵和电力传动系统,它们都与飞行安全和战机性能紧密相关,这要求电力作动系统不但具有高功率密度,特别重要的是应具有高可靠性和容错能力。 电力作动系统的原理结构如图1所示。具有容错能力的电力作动系统的关键技术之一就是驱动电机及其驱动电路的容错结构设计。永磁无刷电机通过特殊的结构设计实现容错目的 。 图1　电力作动系统原理结构图 1　永磁容错电机驱动 多电飞机对电力作动系统的容错要求是当以下任何一种故障形式发生时,系统可以不降低或略降低 性能运行。作动系统故障分为机械故障和电气故障,本文只考虑如下电气故障: 电机的故障形式:a .绕组开路;b .绕组相间短路;c .绕组出线端短路;d .绕组匝间短路;e .绕组接地短 路。 功率变换器的故障形式:a .电力器件开路;b .电力器件短路;c .直流链接电容故障。 成功的容错电机的结构设计体现在能使电机相间的电耦合、磁耦合、热耦合达到最小,使得以上故障发生时能够对故障部分进行有效电、磁、热和物理隔离,把故障对其它相的影响降低到最低程度,使得一个或多个故障发生时,电机仍有足够的转矩输出。这个原理可以拓展到其驱动电路 [1～3] 。 111　容错电机结构 一种具有容错能力的永磁多相电机拓扑结构如图2所示,六相8极或六相10极永磁无刷直流电机都是可取的选择 [4～7] 。在这种电机结构中,转子镶嵌稀 土永磁磁钢,可采用径向或切向结构。定子结构是每相绕组绕在一个电枢齿上,每槽只有一相绕组,没有绕组的电枢齿作为磁通回路起着相间热隔离和电隔 离的作用。这种结构的电机绕组端部由于不交叠而产生物理隔离,从而避免了相间短路这种严重故障。当一相绕组发生短路故障时,短路电流产生的热量会对磁钢和其它相绕组产生不利影响,而没有绕组的电枢齿对其产生的瞬间热量有隔离作用,绕组设计为高电抗限制短路电流,磁钢采用钐钴稀土永磁材料以抵 第35卷　第1期2005年3月 航空计算技术Aer onautical Computer Technique Vol 135No 11 Mar 12005

战斗机综合航电

战斗机航空电子革命――F-35综合航空电子系统综述 通常认为美国F-15和F-16是典型的高低搭配的第三代战斗机，而F-22和F-35则分别是它们的后继机，因此从辈分上讲F-22和F-35 当属第四代战斗机。但从开发时间和进入服役时间看，F-35要远远晚于F-22。经过了近20年的努力，F-22最近才刚刚进入初始作战状态（IOC），而F-35 要到2010年以后才能进入现役。由于电子技术发展迅速，更新换代周期远远短于飞机本身，这就注定了在F-35战斗机上的电子系统要比F-22更先进和具有更高的性价比。 F-35 联合攻击战斗机（JSF）是一种多用途、并能服务于空军、海军和海军陆战队的多兵种作战飞机。他最具特点的进步是开发和采用了高度综合化的航空电子系统，因而，使战斗机具有全新的作战模式。 为了满足21世纪作战需要，战斗机所最需要性能特征是什么？简而言之，就是大量采集飞机内部和飞机外部的各种数据、并对其进行融合处理，形成对战场环境的正确感知，以及实现对飞机和武器系统的智能化控制。

研制F-35的目标是取代F-16、A-10、F/A-18A/B/C/D、F-14和AV-8B，以及英国的GR-7和"海鹞"等现役战斗机。美国空军计划采购1763架、海军和海军陆战队680架、英国皇家空军90架和皇家海军60架。F-35 共分三种型别：常规起降型（CTOL）、短距离起飞/垂直降落型（STOVL）和舰载型。这三种型别的航空电子设备的90%以上是通用的。 虽然JSF飞机是由多国开发，但是高水平的探测传感器和电子信息的综合处理则由美国掌控。在任务系统软件控制下的有源相控阵（AESA）将能执行电子战（EW）功能，同时，还将执行部分通信、导航和识别（CNI）的功能。JSF的红外传感器将采用通用设计的红外探测和冷却组件。所有关键电子系统，其中包括综合核心处理机（ICP）大量采用通用模块和商用货架产品（COTS）。在ICP和每个传感器、CNI系统和各显示器之间的通信采用速度为2Gigabit/s的光纤总线。 在对飞机的作战环境和态势的显示方面，F-35已经取得了突破性的发展。从雷达、光电系统、电子战系统和CNI系统以及从外部信息源（预警机和卫星等）的各种信息通过任务系统软件进行融合，最终通过直觉的大屏幕座舱显示器向飞行员显示。同时，在飞行员的头盔显示器（HMDS）上显示各种投影信息，其中包括红外图像、紧急的战况、飞行和安全信息。 共有6个分布式孔径系统（DAS）传感器用来实现围绕飞机360o的红外探测保护，为飞行员提供更高的视觉灵敏度，并能实现夜间飞机近距编队飞行。还可在夜间和烟尘覆盖情况下为飞行员在头盔显示器上显示飞机下方目标图像。飞机内部安装的光电目标定位系统（EOTS）对DAS的导弹来袭告警能力进行了增强。EOTS提供窄视场，但距离较远的目标探测能力。根据任务软件的指令，EOTS可以在雷达不开机的情况下提供目标信息。 1.更为先进的机载AESA多功能雷达 比较典型的例子是美国最新一代战斗机F-35的多功能综合射频系统（MIRFS）。它是建立在APG-81 AESA雷达的基础上的一个功能广泛的系统。它不仅能够提供雷达的各种工作方式，它还能提供有源干扰、无源接收、电子通信等能力。MIRFS 频带较一般机载AESA要宽得多，同时能够以各种不同的脉冲波形工作，保证了雷达信号的低截获概率（LPI）。同F-22的APG-77 AESA

多电飞机飞行控制系统可靠性分析

多电飞机飞行控制系统可靠性分析 研究了采用“2H/2E”（两套液压源/两套电源）双体系结构作动系统的多电飞行控制系统可靠性分析。应用可靠性框图的方法对飞机的作动系统、飞控计算机、三轴控制系统进行了可靠性分析。在此基础上继而计算出飞控系统的可靠性，计算得出的可靠性符合安全性要求。 标签：2H/2E；可靠性框图；作动系统；飞行控制系统 1 绪论 从20世纪80年代以来，电传操纵系统获得了极大发展，空客A320飞机采用的是带有机械备份的数字式电传操纵系统。该系统采用五套数字计算机，而每套计算机中又有两个非相似的处理器。综合飞控系统重量和可靠性等方面的考虑，在研究飞行控制系统可靠性时，拟采用四余度非相似数字电传飞控系统。 2 系统可靠性分析 2.1 液压伺服作动器（SHA）可靠性框图模型 根据液压伺服作动的系统原理图，双通道的液压伺服作动器SHA属于双余度作动系统，可靠性框图属于并联形式，两个伺服控制器并联，两个电磁阀并联，伺服控制器、电磁阀与液压缸组成串联模式。 2.2 电动静液作动器（EHA）可靠性框圖模型 根据电动静液作动器的系统原理图，双通道的电动静液作动器EHA可靠性框图属于并联形式，两个电机泵并联，两个蓄能器并联，两个单向阀并联，两个旁通阀并联，电机泵、蓄能器、单向阀、旁通阀与液压缸组成串联模式。 2.3 作动系统可靠性计算 作动系统元部件的故障率（表1）。 单通道SHA的故障率为λSHA=8.2×10-4/h。单通道EHA的可靠度为λEHA=3.7×10-5/h。 2.4 飞行控制计算机FCC可靠性分析 每个主飞行计算机从四余度的ARINC629总线上接收信息，并完成控制律及余度管理的计算。每套主飞行计算机又包含有4条非相似数字计算机处理器通道。正常情况下，其中一个通道输出作为备份，其余三个由多数表决来决定输出。一旦当前三个通道检测出一个故障通道后，该通道立即被断开，由备用通道代替。

综合模块化航空电子系统软件体系结构综述

第30卷　第10期航　空　学　报 Vol 130No 110　2009年 10月ACTA A ERONAU TICA ET ASTRONAU TICA SIN ICA Oct. 2009 收稿日期:2008208228;修订日期:2008211218 基金项目:总装备部预研基金(9140A17020307JB3201);空军工程 大学工程学院优秀博士论文创新基金(BC07003) 通讯作者:褚文奎E 2mail :chuwenkui @1261com 文章编号:100026893(2009)1021912206 综合模块化航空电子系统软件体系结构综述 褚文奎,张凤鸣,樊晓光 (空军工程大学工程学院,陕西西安　710038) Overvie w on Soft w are Architecture of Integrated Modular Avionic Systems Chu Wenkui ,Zhang Fengming ,Fan Xiaoguang (Institute of Engineering ,Air Force Engineering University ,Xi ’an 710038,China ) 摘　要:作为降低系统生命周期费用(L CC )、控制软件复杂性、提高软件复用程度的重要手段之一,软件体系结构已成为航空计算领域的一个主要研究方向。阐述了综合模块化航空电子(IMA )的理念,分析了推动 IMA 产生和发展的主要因素。总结了ARINC 653,ASAAC ,GOA 以及F 222通用综合处理机(CIP )上的软件 体系结构研究成果,并讨论了IMA 软件体系结构需要解决的若干问题及其发展趋势。在此基础上,对中国综合航电软件体系结构研究提出了一些见解。 关键词:综合模块化航空电子;软件体系结构;开放式系统;软件工程;军事工程中图分类号:V247;TP31115 文献标识码:A Abstract :As an important means to decrease system life cycle cost (L CC ),control software complexity ,and improve the extent of software reuse ,software architecture has been a mainstream research direction in the aeronautical computer field.This article expatiates the concept of integrated modular avionics (IMA ).Three major factors are analyzed which promote the development of IMA architecture.IMA software architectures presented by ARINC specifications 653,ASAAC ,GOA ,and F 222common integrated processor (CIP )are summarized.Discussion about some problems to be solved and the development trend is made for IMA soft 2ware architecture.Finally ,some views are presented about IMA software architecture research in China.K ey w ords :integrated modular avionics (IMA );software architecture ;open systems ;software engineering ;military engineering 军用航空电子系统(以下简称:航电)是现代 战机的“中枢神经”,承载了战机的绝大部分任务,比如电子战、通信导航识别(CN I )系统等,是决定战机作战效能的重要因素。 F 222的航电综合了硬件资源,重新划分了任务功能,标志着战机的航电结构正式演变为综合式。在此基础上,F 235将航电硬件综合推进到传感器一级,并用统一航电网络取代F 222中的多种数据总线,航电综合化程度进一步提高[1]。 与此同时,航电软件化的概念逐渐凸现。F 222上由软件实现的航电功能高达80%,软件代码达到170万行,但在F 235中,这一数字刷新为800多万行。这表明,软件已经成为航电开发和实现现代化的重要手段[2] 。 航电综合化和软件化引申的一个重要问题是如何合理组织航电上的软件,使之既能够减少生 命周期费用(Life Cycle Co st ,L CC )和系统复杂度,同时又能在既定的约束条件下增强航电软件的复用性和经济可负担性。此即是航电软件体系结构研究的主要内容。 1　综合模块化航空电子 111　综合模块化航空电子理念 综合模块化航空电子(Integrated Modular Avi 2onics ,IMA )(注:该结构在国内一般称为综合航 电)是目前航电结构发展的最高层次,旨在降低飞机LCC 、提高航电功能和性能以及解决软件升级、硬件老化等问题。与联合式航电“各子系统软硬件专用、功能独立”的理念不同,IMA 本质上是一个高度开放的分布式实时计算系统,致力于支持不同关键级别的航电任务程序[3]。其理念概括如下: (1)系统综合化。IMA 最大限度地推进系 统综合,形成硬件核心处理平台、射频传感器共享;高度融合各种传感器信息,结果为多个应用程

多电飞机电源系统

1. 多电飞机的技术特点 多电飞机是航空科技发展的一项全新技术，它改变了传统的飞机设计理念，是飞机技术发展的一次革命。美国从20世纪80年代中到90年代初开始投入了大量的人力和物力，组织开展多电飞机的研究。该研究涉及发电、配电、电力管理、电防冰、电刹车、电力作动和发动机等多个领域，从航空电力系统的概念出发，优化整个飞机的设计。与全电飞机略有不同，多电飞机(More Electric Aircraft，MEA）在用电力系统取代液压和气压系统的过程中，采用电动静液作动器来操纵飞行控制舵面。电动静液作动器实际上是一种分布式的小型电动和电控液压系统，因而可以说，多电飞机方案是全电飞机方案的初级阶段。 随着波音787飞机和空客380飞机的首飞及投入运营，多电飞机已成为现实。多电飞机的特征是具有大容量的供电系统，并广泛采用电力作动技术，使飞机重量下降，可靠性提高，维护性好，运营成本降低。多电飞机的主要优势简述如下。 （1）多电飞机使飞机的电气系统体系结构优化 影响飞机电气系统体系结构的因素很多，包括飞机的类型（民用或军用运输机、亚声速或超声速飞机、战斗机等）、飞机的体系结构（发动机类型、数量、具体布局）、电气负载总需求及它们之间的互相关联性。图1.3-1是一种典型的多电民用飞机电气系统体系结构图。 多电飞机技术由于采用电力驱动代替了液压、气压、机械系统和飞机的附件传动机匣，是飞机系统的重大创新，它可以节约飞机的有效空间，优化飞机的空间布局，有利于飞机的总体设计，有效提高了飞机的性能和系统可靠性，使之具有容错和故障后重构的能力。 图1.3-1 多电民用飞机电气系统体系结构图 （2）多电飞机简化了飞机的动力系统结构 多电飞机中的二次能源只有电能，使整个动力系统设计简化，取消了飞机的附件传动机匣和燃气涡轮起动机，简化了飞机的结构，使飞机结构简单、重量轻、可靠性高、可维修性好、生存能力强、使用维护费用低、地面支援设备少，地面设备和机上接口也得以简化。

航电系统发展

近日，我国航空报报载中航工业计算所，经过努力攻关“成功突破了某航电系统关键技术，完成了综合核心处理机软硬件平台调试工作，该样机的成功研制为加快新型号的研制打下了坚实的基础。”这则新闻表明我国第四代战斗机航空电子系统的研制取得了巨大的进展，完成了系统核心部分-综合核心处理机的样机的研制，即将进入整体系统的研制与测试阶段，我国第四代战斗机已经拥有自己“奔腾的心”。 [ 转自铁血社区http://bbs.tiexue.ne t/ ] 有人也许多会问；廖廖数语的新闻，何以见得就是我国第四代战斗机的航电系统的核心设备？笔者提请大家注意综合核心处理机这7个字，这正是第四代战斗机航电系统的关键，和特征，即通过在航空电子核心部分进行综合和模块化设计，大大提高信号和数据处理的能力，提高系统的处理速度、可靠性，降低系统的成本，许多人在阅读有关航空系统的文章可能会碰到火控计算机、任务计算机、综合核心处理机这样的名词，这些名词实际对应不同时代的航空电子系统，也就是说当我们看到某一个名词，实际上就可以对其航空电子系统的水平做个大致的推测。 早期飞机的航空电子十分简单 我们知道早期飞机的的航空电子系统除了基本的飞行登记表外，就是使用固定光环瞄准具来攻击目标，随着飞机性能的发展，出现可以与雷达交联的瞄准具，随着探测系统距离、精度的增加，这样就需要相应的火控运算手段以解算航炮、导弹等空战武器的攻击包线，这样就出现了火控计算机，但此时航空电子系统仍旧处于彼此分离阶段，火控计算机仅仅用于火控系统，其他功能很少，到了上世纪60年代随着惯导系统加入，飞机的航程及机动能力得到提高，同时由于飞机设备的增多，就出现了数据总线的概念，就是用数据总线将主要机载设备联接在一起，形成初期的航空电子综合系统，这时候火控计算机就成为系统的主控计算机，负责飞行员座舱信息、飞机整体状态的收集、信息处理、解法解算、各子系统的输出控制等功能，可以完成主要的飞行、作战信息、显示与控制等数据信息的获取与计算，系统以平视显示器来主要显示系统，因此也被称为平显/武器瞄准系统，第一种采用数据总线的战斗机是F-15，该机以火控计算机为核心，将雷达、惯导、大气数据计算机等有机的闻合成一起，有力的提高了飞机的作战能力，需要指出的是由于平显/武器瞄准系统采用了数据总线仍旧为单向低速数据总线，火控计算机运算速度也较低，因此只能容纳少数几个比较重要的系统和设备-主要集中在火控与导航系统，所以也有人称之为攻击/导航系统，随着飞机设备、武器数量和性能进一步增加，为了解决飞机众多设备之间的大量信号、数据传输，上世纪70年代美国提出了DAIS计划，其目标就是采用数字式数据总线网络，实现飞机设备的分布处理、集中控制，显示信息的综合显示，提高飞行员的获取战场信息的能力，实现信息的综合利用和共享，这便是以双向1553B数据总线为核心的联合式航空电子系统，在这种航电系统中以中央计算机为主控计算机，该计算机完成与作战任务计算，包括火控、导航、座舱控制与显示、各种电子设备的管理、协调，对于数据总线进行控制等。需要指的是早期联合式航空子系统结构相对简单，如F-16A/B的航电系统，采用单层双余度数据总线，以火控计算机为主控计算机，惯导计算机做为备份，而到了F/A-18则升级为多层多条数据总线，其主控计算机就更新为任务计算机，这种体积结构至今仍旧是各国现役战斗机的主流航空电体系结构，在这种体系中任务计算机是航空电子系统的核心子系统，其功能包括对探测系统采集来的信息进行处理、完成机载武器的管理及发射包线的计算以及信息的输出及显示任务等，80年代后期为满足多机协同作战的需要，进一步综合了通信导航识别子系统、电子战系统，以提供更多的目标信息对目标进行识别。 看起来不起眼的任务计算机，实际上是航空系统的核心

多电飞机高压直流供电系统稳定性研究综述

第15卷第2期电源学报V:1.15@〇.2 2017 年3 月Journal o L Power Supply Ma r. 2017 D01：10.13234/j.issn.2095-2805.2017.2.002 中图分类号：TM91 文献标志码：A 多电飞机高压直流供电系统稳定性研究综述 李永东，章玄，许烈 (清华大学电机工程与应用电子技术系，北京100084) 摘要：高压直流供电系统是未来多电飞机供电系统的重要方案之一，但其中大量电力电子装置的应用使得负载体现很强的负阻抗效应，严重影响了系统的稳定性。此外，直接互联的集成方法也经常导致其稳定性问题面临挑战，传统的李雅普诺夫稳定判据难以分析复杂直流系统。本文总结了5种小信号阻抗分析和4种大信号 分析方法，使得针对复杂直流系统的稳定性分析更简便和有效。相对于无源阻尼法，有源阻尼的稳定性补偿方法不增加元器件，得到了国内外学者的广泛研究。根据补偿信号的构成形式，将有源阻尼法分为线性补偿和非线性补偿两类，并详细综述了两类方法中补偿信号的构成和补偿信号注入的位置，进一步比较了两类方法的优。 关键词：多电飞机；高压直流；稳定性分析；稳定性补偿方法 A Survey on Stability Analysis for HVDC Power System in MEA LI Yongdong, ZHANG Xuan, XU Lie (Department of Electrical Engineering, Tsinghua University, Beijing 100084, China) Abstract ：High voltage direct current(HVDC) power system becomes increasingly important in more electric aircraft (MEA). However, with the use of more and more power electronic converters, the load exhibits a negative impedance feature in small signal analysis and the system stability often degrades. Besides, the direct integration of DC system also leads to stability problems. And the traditional Lyapunov stability criterion is difficult to apply to such complex DC systems. This paper presents five methods of small signal stability analysis and four methods of large signal stability which are more easier and efficient. Compared to passive damping, active damping methods do not add other components and gain great attention all over the world. Based on the difference of compensation signals, this paper divides active damping methods into two categories: linear compensation and nonlinear compensation. This paper gives the structure of these com-pensation signals and the injecting location in detail at the end. Comparisons indicate the advantages and disadvantages of each active damping method. Keywords：more electric aircraft (MEA); high voltage direct current (HVDC); stability analysis; stability compen-sation method 飞机电源系统的主要功能是将飞机发动机产生的机械能转化为不同电压等级和供电形式的电能，供给机载电气设备使用，是保障飞机运行的关键系统之一⑴。传统的飞机二次能源系统由液压、气压、机械和电能4种能源共同构成，每种能源均由产生、传输、分配和利用等环节构成完整复杂、相 互独立的能源系统，导致飞机能源系统内部结构复杂，安装空间紧张，液压能、气压能很容易发生泄 收稿日期：2016-09-02漏，也给系统的检修和维护带来麻烦，从而降低了系统的可靠性[2]。20世纪70年代开始，航空领域出 现了多电飞机MEA*more electric aircraft)和全电飞机AEA(all electric aircraft)的概念，它颠覆了传统飞机的设计思路，让飞机二次能源更多使用电能，降低了系统的复杂度，提高了系统的维护性和可靠性[1]。 飞机性能的，飞机的系统 依赖电气设备，用电形式也不断多样化，为满足飞

大飞机航电系统总线研究(DOC)

大飞机航电系统总线研究 夏志飞 (凌云科技集团，武汉，430040) 摘要：本文先介绍了大飞机航电系统采用的总线构型，再分层介绍了ARINC 429总线和AFDX总线的原理、特点和相关技术，在此基础上提出了相应的实现方案，为航电系统及其检测设备的研制提供了一定的参考。 关键词：航电系统；检测设备；ARINC 429；AFDX 1 引言 大飞机是我国的一个战略性工程，对未来社会、经济与国防，特别是科学技术的整体推进都将有非常重大的意义。航电系统关系到飞机的可用性、先进性、飞行安全性和可扩展性，是重要的机载系统，而总线则是航电系统综合的核心，同样也是其检测设备不可或缺的一个组成部分。 国外大飞机如A400M、波音787、空客A380的航电系统主干连接采用AFDX总线，成熟的、低数据流量的设备采用ARINC 429总线传输数据。图1.1是一种航电系统的构型，以AFDX交换机为中心，通过无线电接口单元、远程数据集中器完成AFDX总线数据与ARINC 429总线数据的转换。 图1.1 一种航电系统的构型图 2 ARINC 429总线 美国ARINC 公司为了解决航电设备信息共享、系统集成、降低维护费用等问题而制定了《MARK 33数字式信息传输系统》标准，即ARINC 429标准，我国航空工业部也推出了类似的HB-6096《SZ-01数字信息传输系统》航标[1]，该标准已得到广泛应用。 2.1 系统结构 ARINC 429总线系统由发射器和接收器组成，如图2.1，每条总线上信息只能单向传输，但可一发多收，接收器不超过20个，通过两条ARINC 429总线可以同时双向传输信息。 图2.1 ARINC 429总线传输结构图图2.2 ARINC 429总线分层模型图ARINC 429总线不涉及也无需路由等功能，参考OSI模型，通过链路层、物理层模型可清晰描述其关系。参考图2.2，链路层负责消息编码、检错等，物理层负责电器编码、传输等。 2.2 链路层 ARINC 429总线中，链路层将航电系统设备或检测所用总线监控设备的数据编码后转交物理层传输，该层中，数据字是最基本的信息单元，分为5类：二进制(BNR)码、BCD码、离散、维护和AIM数据字。

多电飞机电气系统及电源品质要求的发展

龙源期刊网 https://www.wendangku.net/doc/db6962282.html, 多电飞机电气系统及电源品质要求的发展 作者：冯玉莲刁学敏 来源：《硅谷》2012年第09期 摘要：与常规飞机相比，多电飞机具有许多优点，但由于多电飞机新的电源系统结构、新的负载要求和电力电子设备在航空上的应用，对电源品质有新的要求，因此也需要进一步发展电源品质要求。 关键词：多电飞机；电源品质；电气系统 中图分类号：TH7 文献标识码：A 文章编号：1671—7597（2012）0510041-02 0 引言 传统飞机为用电设备提供了两种类型的主要电源：115V/400Hz的交流电和28V的直流电。单个负载主要由断路器或电器负载控制单元控制。大多数设备的负载范围在2瓦到 10kVA之间。设备类型有：28V直流电子装置（航空电子设备、小型控制器和显示器），对于单相和三相115V交流负载，包括几个大负载（液压和燃油泵、微波炉、鼓风机和风扇）。 随着电子技术发展，多电飞机技术也得到了快速的发展。第一代多电飞机采用270V高压直流电源，还具有向飞机提供应急电力的能力；第二代多电飞机采用起动发电机，电容量显著增大；第三代多电飞机技术采用组合动力装置，功率更大。 多电飞机为用电设备提供了以下两种电源：高压直流电源、变压变频电源。 由于多电飞机新的电气系统结构、新的负载要求和电力电子设备在航空上的应用，对电源品质有了新的要求，因此也需要进一步发展电源品质要求。 1 多电飞机电气系统的组成及功能 多电飞机拥有新的发电、配电系统和负载设备，以波音商用飞机为例来说明如下： 发电——未来商用飞机上的电源系统将包括变频交流电源和其他交流直流电源。对于多电飞机结构，负载设备的附属系统将被电气化，而不是采用气压和（或）液压。如果由变频交流电源对这些大电气负载供电，就需要使用发动机控制器，以更有效地调节大功率负载设备，因此，就需要引入直流电源。 配电——多电飞机上开发了远程配电单元。通过在主电气面板和远程负载设备间添加集中配电点，远程配电单元有效地输送电源到多个较小的负载。也可以在主控制器卡上实现电源品质监控器，在固态功率控制器中实现软起动技术。

大飞机十项关键技术

中国航空第二集团公司科技委副主任崔德刚4日说，为保证我国研制的民用大型飞机具有国际竞争力，并达到适航标准，必须首先突破10项关键技术：民用大型飞机总体设计技术、现代民用飞机的气动特性预测方法、民用大型飞机的噪声预测和减噪措施、民用大型飞机载荷确定技术、高效结构和强度设计技术、长寿命高可靠性结构设计技术、民用大型飞机防雷设计和抗高强度辐射设计、多轮起落架设计技术、先进复合材料结构设计技术、适航审定的特殊要求的鉴定技术。 除10项关键技术外，我国民用大型飞机的设计还需解决 发动机、飞机机载系统与飞机的综合设计技术。 崔德刚说：“未来我国制造的民用大型飞机，在安全性、可靠性和舒适性三项关键评价标准上， 不能低于 波音和空中客车公司制造的现有飞机。否则无法适应市场竞争。” 他说，从总体上看，目前我国民用飞机产业规模小，技术相对薄弱，民用大型飞机还没有走完一个真正意义上的先进民用飞机研制的全过程，与世界先进水平还有较大差距。 南航大学机构： 飞机维修技术研究所简介 飞机维修技术研究所成立于2000年9月。研究所的研究方向是：飞机结构维修技术，飞机系统故障诊断与监控，以可靠性为中心的维修管理及飞机维修管理信息系统。研究主要 涉及：飞机结构维修专家系统，便携式航线维护排故计算机辅助系统，数字化飞机维修技术 资料管理，机器翻译技术研究及其在飞机维修资料翻译中的应用，工作流技术研究及基于工 作流技术的信息系统开发和集成。研究所自成立以来，先后承担了民航总局科技项目2项， 航空公司横向合作项目5项，并与东方航空股份有限公司飞机维修基地建立了长期合作关 系；获省部级二等奖1项。研究所在计算机辅助维修与维修管理系统开发与集成等方面已取 得多项成果并在多家航空公司应用，在维修系统集成等方面有很好的基础。中国航空学会飞 行器适航专业委员会挂靠飞机维修技术研究所。 联系电话：025-******* 联系人：刘毅

【word】多电飞机L-HIRF防护系统维修性分析研究

多电飞机L-HIRF 防护系统维修性分析研究 第10 卷第11 期软件导刊 sOftwareGuide V0l10No.11 NOV.2Ol1 多电飞机LA-IIRF 防护系统维修性分析研究王晓熠,刘欢（上海飞机设计研究院飞控系统设计研究部,上海201210~ 摘要:随着飞机对多电技术,复合材料的大量使用,飞机的闪电/高能辐射场防护系统设计也变得越来越重要.根 据持续适航的要求,为保证飞机闪电/高能辐射场防护系统在飞机整个 寿命中仍能保持正常功能,需要对闪电/高能 辐射场防护系统进行维修性分析,制定维修大纲,给出初始计划维修任务.根据MSG 一3 文件的规定,对闪电/高能 辐射场防护系统维修性分析要求,分析方法进行了研究,同时还讨论了 维修性工作对飞机设计工作的促进作用关键词:L/HIRF;MSG —3;维修性 中图分类号:TP301 文献标识码:A 文章编号:1672— 7800(2011)011 —0032—03 0 引言随着飞机开始引人多电技术的设计思想后,越来越多 的飞机系统采用了以电能为能源的技术,这样可以大大提

高飞机的可靠性,维修性及地面支援能力. 但在现代飞机越来越多地使用先进的电子/电气设备 和数字式电子设备后发现,先进的电子电气系统/ 数字式系统更容易受到闪电,高能磁辐射的影响,严重时会导致 功能的丧失和混乱,对飞机的安全运行造成巨大的威胁. 同时,飞机结构中也大量地采用了复合材料,复合材料的 低电导率特性使其提供的屏蔽性能很差,进而使得电子电 气系统更多地暴露于外部电磁环境. 虽然在飞机设计中已考虑了L/HIRF(Lightning/ HighIntensityRadiatedField 闪电/高能辐射场）环境对 飞机的不利影响,也进行了大量的研究分析与试验,以提 高飞机对L/HIRF 环境的防护作用.但随着飞机运营时 间的加长,L/HIRF 防护系统的作用也会随之降低.因此 为了满足飞机飞行安全的要求以及持续适航的要求,需要 对L/HIRF 防护部件进行分析并制定相关维修大纲. 1L/HIRF 防护系统维修性分析要求 1.1 适航要求根据CAAC 适航条例25.1316 ”系统闪电防护”和 FAA 适航条例25.1317 ”高能辐射场(HIRF) 防护”当,飞机暴露于飞机闪电和/或高能辐射场环境下,执行关键功能的系统运行和运行能力不会受到有害影响.为此,需要 对这些系统进行闪电/高能辐射场的防护设计. 同样,根据CAAC 适航条例25.1529”持续适航文件” 的规定,L/HIRF 防护系统也需要符合此条款的适航要求.而满足持续适航要求的一个主要

飞机复合材料结构设计

7．5 复合材料结构设计 一、复合材料结构设计一般原则 本节主要介绍层压结构和由层压面板构成的夹层结构的设计原则．复合材料结构设计的一般原则从总的方面说与金属结构相似，但其具体内容则有所同，有所不同。相同之处，如传力路线最短等受力构件布置的一些基本原则，又如细节设计中要避免受载偏心，尽量避免开口，开口时注意其形状等一些内容，但由于复合材料与金属材料性质、性能上的不同，在设计原则 的具体内容上必然有很多不同之处。以下我们主要就不同的方面作简要介绍。 1．提高结构效率 针对复合材料的特点，除上述与金属相同的原则外，还应从以下几方面着手： (1)铺层设计中要扬长避短，充分利用复合材料沿纤维方向的优良性能，避免使用其弱的横向性能和剪切性能。 (2)与单纯的层合板不同，对于层压结构耍注意选择合理的结构形式和层板构形，对某些敏感区的局部铺层设计：如在连接区、局部冲击区、集中力作用点、开口附近等处的铺层一般应进行局部调整，在结构尺寸和结构外形突变区注意铺层过渡问题。要注意复合材料层压性带来的某些区域易产生分层，从而可能引发的结构承载能力下降或失效的问题，尽可能采取相应措施(详见本节的三)。 (3)提高结构整体性。复合材料比金属更易制造出形状复杂的构件，并具有可采用共固化工艺制造大型整体件的优点。设计中在不增加工装复杂程度的情况下应尽量减少零件数量，设计成整体件，如大块机翼整体壁板。这样可不用紧固件或减少紧固件的数量，减轻结构重量，提高结构效率，并可减少钻孔、装配的工作量和由孔引起的应力集中以及制造成本。 2．要保证结构中各元件之间的载荷传递 复合材料构件与金属构件不同，除具有一定的形状外，还可以具有不同的层板构形。要使各构件之间(如蒙皮和桁条、冀肋、翼粱之间)和各构件的各个部分之间(如梁的绿条和腹板之间)的承载路径尽量连续。连接的形式与方法应与需传递的载荷性质(拉压、剪切)和方向相适应，尽量避免偏心和切口效应。同一构件须拼接时，其纤维取向也应连续。 3．结构要求良好的工艺性 设计必须保证能制作出保证质量和低成本的结构，尽量避免成形和装配时可能出现的各种缺陷。包括以下各点： (1)避免铺层设计不合理带来的工艺性问题。如铺层、装配不对称或同一铺向角的铺层数集中过多使构件在固化过程中引起弯—拉—扭耦合而产生翘曲变形、树脂裂纹，