飞机试验模型范文（精选10篇）
飞机试验模型 第1篇
随着数控技术的高速发展,上世纪90年代之前一直沿用的飞机试验模型加工方法——钳工样板修型,现在已经基本上摒弃了,模型制造已经趋向数字化。目前,数控加工承担了模型机加95%的工作量,已经成为模型加工不可替代的主力军,加工进度和加工精度较以前也有了大大的提高。然而,再精确的设备,也必然存在加工误差。一套模型的质量主要取决于机翼等大部件质量的好坏。在实际生产加工过程中,对机翼来说计量工序需要2~3天完成,由于加工误差的存在总会出现超差,如果是重要零件,对模型的整体质量而言就大打折扣,严重的甚至报废。在实际生产加工中,能很好地认识到存在哪些误差,并采取怎样的措施来减少误差,是提高模型加工精度的重要依据。
1 模型加工误差的分析
1.1 加工误差的来源
由数控机床、计量机和软件等带来的误差。数控机床通常由控制介质、数控装置、伺服驱动装置、伺服电机、工作台(或刀架)及位置反馈测量装置等组成。在零件加工时,当工件与刀具相对移动量与指令移动量相符时,工件与刀具之间停止相对移动,从而加工出符合程序设计要求的零件。但在实际加工中却时常出现工件与刀具之间并未完全按照指令值进行相对移动,造成加工零件尺寸出现误差。这与电压、指令缓冲、液压系统、丝杠传动装置等存在着密切的关系。这种误差称为微观误差,微观误差的单位一般为μm,是设备出厂时就存在的,与设备的精度有关。由于误差小可以忽略不计。
在零件的加工过程中造成的直接或间接误差。如基准误差、加工误差、刀具误差、人为误差等统称为宏观误差,宏观误差就是加工过程中所产生的误差。模型机翼部件是模型加工周期最长且计量要求最为严格部件,所以着重以模型机翼为例分析加工误差产生的原因。
1.2 加工误差分析
1.2.1 基准误差
零件加工中的基准误差是影响零件加工精度的第一个原因。基准面的直线度、平行度、垂直度、平面度等,在实际加工过程中,从零件的找正开始一直到加工完成,这些因素一直伴随在其中,尤其是基准在反复找正中的一致性误差,直接影响零件在整个数控加工的精度。如图1所示。
垂直度:若零件本身基准存在误差时,A、B两点拉直和选取C或D点两者的误差直接反映出坐标系Y轴偏移精度;
直线度:若M面的直线度存在误差时,当A、B两点拉直时,在M面上取E点或F点两者的误差直接反映出坐标系X轴偏移精度;
平面度(平行度):如图P面的G或H点的选取误差就直接反映出坐标系Z轴精度;
找正误差:在操作者选择M、N、P、Q等面上点的时候,由于他们的不唯一性,就意味着误差的存在。尤其几道工序中的修磨基准,使各面上的点存在着不确定性。即坐标原点在零件的相对位置随着基准点的选择移动误差多少,坐标原点的误差就是多少。
零件变形:变形是零件在加工时破坏了原来应力组织结构,引起的应力释放而造成的材料扭曲或缩放。变形的程度与零件材料的材质、时效时间、加工去量、走刀速度、加工方法和刀具的选用等存在一定关系。变形的任意性使得加工中修磨基准非常重要。修磨基准的设备精度直接影响基准面的精度,这也是模型加工的难点和主要问题所在。
基准统一:包括每道工序的基准统一和计量时的基准统一。理论上每道工序零件的坐标原点相对零件的位置是不变动的,这样才能保证零件的精度,尤其在计量时的坐标原点一定要和精加工一致。因为直线度、平行度、垂直度和平面度误差的存在,所以在每道工序加工时的零件坐标原点与零件的相对位置存在着误差。所有的误差累计,结果可能导致计量结果与真实的模型数据相差很大。如果计量的公差为±0.05mm,那么所有的基准误差都应该远远小于计量公差,而实际的基准误差一般都是等于或接近计量公差。尤其大面的平行度和平面度对计量精度影响很大。尤其是尺寸较大的部件,如果数控精加工产生一定的变形,基准面也随之变化,这些误差积累在一起,就难以保证精加工的坐标原点和计量的坐标原点一致,计量公差就会在很大程度上难以保证。
1.2.2 加工误差
产生加工误差的主要原因有两点:一是加工方法和参数设定是否正确;二是装夹方法是否合理,特别是零件加工中要尽量减少零件的颤动引起缺肉超差。由于加工方法和参数的设定主要影响零件的变形,就不再陈述,在此主要分析前缘加工误差。
模型加工中最重要的部件是机翼,机翼部件最重要的是前缘,前缘质量的好坏直接影响着模型风洞吹风的试验数据,因此机翼前缘加工显得尤其重要。前缘加工是半敞开的加工方式,刀具在切削过程中,由于型面比较陡,势必会造成刀具让刀摇摆或颤动。如图2所示,P、Q两个方向的摇摆和颤动就造成的了前缘缺肉。在加工时,预留量的多少至关重要,预留量多,前缘光顺时的去量太大,刀具的摇摆和颤动加工的型面无法达到去量值;预留量少将直接导致缺肉。
1.2.2. 1 刀具产生的误差
数控加工中刀具的使用和精度严重影响模型质量。加工前对使用刀具的准确度均可判定,然而在加工过程中刀具的磨损量较难定量判断。在加工尺寸较大的零件(如机翼)过程中,型面的切削多数使用球头刀具,翼型面积大时,由于球头刀中心底刃顶尖转速为零,刀具与零件表面硬性挤削,对刀具的损伤很大,磨损很快,如图3。
在实际加工中,需根据程序的长短判定刀具连续切削的时间长短,所以只能是一个程序加工完成后才检查刀具,这样就无法判断在此过程中,到底是从哪些程序段开始刀具磨损,加工者只能用原程序重新再走一遍,用分段逼近加工,达到型面精度,费时费力。
此外,刀具的准确度至关重要,假如使用磨损的刀具加工,在对刀时,没有考虑到磨损量,使得刀具球头对完刀后形成不规则球面,在加工的型面曲率R越小时,很容易造成零件的缺肉,如图4所示。
1.2.2. 2 人为因素产生的误差
模型加工中人为因素造成精度误差主要有:工人的技能水平、经验值和责任心。通常简单认为数控操作者只是找正、装夹、走程序。此外,操作者是否有经验能及时处理加工中的问题,操作者的细心、严谨程度和责任心也尤为重要。如精加工时床面的干净程度,一点点碎铁削,往往就导致出现很大的误差。
2 提高型面加工精度的方法
通过对加工误差产生的原因及分析,用客观合理的方法,采取有效的解决方案加以克服加工带来的误差,以提高模型型面的加工精度。
2.1 基准精度的控制措施
加工基准不一致,导致了找正坐标原点在零件的相对位置误差,原因就在于选取A点、B点、C点、D点和G点等基准面的点吻合性差,反映出来的就是基准面平面度的误差,其解决办法如下:
(a)如图5,可采用局部划圆,一般直径不大于3mm,将基准面上找正位置点圈起来,规定每道工序选取基准点都在圆圈内选择,确保基准找正的统一,减少平面度带给加工误差。
(b)通过制孔做基准。实践证明用孔做基准要比用一对直角边精度高。虽然孔基准有一定局限性,例如零件后续工序需要划线、线切割、测量尺寸,带来一些麻烦,但可以先用孔做基准,最后再以孔加工出一对直角边加以解决。
(c)在精加工最后一步工序时可在工艺头上加工一“十字”对刀槽,如图6所示,所有的基准在十字槽很小位置内可确定坐标原点的X、Y、Z值。
因为机床床面或者零件大面存在着误差。除以上方法外,在数控精加工前,上表面找平,可以在下底面用塞尺垫平,这样能保证翻面后下底面的平面度,减少大面平面度带来的误差。计量时也是按既定的方法,始终在统一的位置建立统一的基准,提高找正精度。在实际加工计量时这一做法非常实用。
2.2 加工精度的控制措施
在数控加工中,刀具的高速旋转,与机翼零件切削产生的摩擦,会产生一定的热量,这些热量一部分被零件吸收,一部分随切屑带走。被零件吸收的热量由于金属传导热量迅速,很容易在加工部位产生热量暂时聚集,造成零件热变形。防止热变形的措施,一方面采取大流量冷却液冷却工件,另一方面开启主轴吹气系统吹走切屑,防止切屑聚集热量无法有效散出。控制热变形的另一个方法是控制走刀的间距。走刀间距的大小决定了刀刃在每一转里参与切削的时间长短,或者说不参与切削的时间即冷却时间的长短,因此决定了积聚在刀具里热量的多少。走刀间距大,刀刃在每一转里切削时间多,冷却时间少,使热量不断积聚,刀具温度升高;反之,小的走刀间距可限制热量的产生和积聚。因此,通过调节走刀间距的大小,可以控制热量和刀具的温度,并进一步提高切削速度而使切削温度仍低于刀具承受的最高温度。对于粗加工,走刀间距Pf值(连续切削时刀具与刀具之间的距离)应等于铣刀直径的25%~40%。而对于精加工,走刀间距可根据给定的刀痕高度进行计算。模型精加工时Pf值一般为0.5mm以下。另外切削速度、进给量和刀具也是控制热量的关键因素,小刀具产生的切屑多,速度高带走切屑飞散出去的多,带走的热量多,留给工件的热量较少,从而减小热能带来的变形。因此,减少热能变形时,在机翼数控加工技术上,我们采用小刀具高速切削技术。型面精加工时全部采用参数为:切削量为0.5mm,刀间距为0.1mm~0.5mm,主轴转速8000~10000r/min,进给2000~3000mm/min。粗加工采用的切削参数为:Φ20~Φ30平底刀,间距为10~20mm,主轴转速1000~2000r/min;进给在1000~2000mm/min,切削深度为1~2mm。
为了避免前缘因摇摆颤动引起的缺肉超差,首先将前缘和大型面按区域划分开单独加工前缘,这样不会影响其他型面的加工速度和精度,除前缘外可用刀片刀具,速度可以提上去。单独加工前缘使用整体刀具,速度一般控制在300mm/min,同时在数模前缘位置上将数模补上一层0.03mm~0.04mm的曲面,留量适当放大,防止前缘缺肉,提高前缘加工精度。
对于刀具的磨损的控制,应采取下列方法:
一是尽量减少每个程序段的长度数量,多分区域加工,这样刀具磨损时能够尽快发现,即便重新加工一遍也方便快捷。二是刀具减少对刀次数,加工钢件时尽量采用刀片。为了避免刀尖磨损,可采用圆弧刀具或者五轴摆角度加工。
2.3 人为误差的控制措施
对于操作者的人为误差,采取定期培训和定期展开专项经验交流的办法。在加工关键工序和关键部件时安排技术水平高、经验丰富的人员去操作,在装夹、找正和尺寸换算时安排第二人校对,同时按照既定的找正方法,正确、合理地找正计算,同时加强操作者的责任心,消除人为误差的产生。
3 结论
实践证明:将以上分析和总结出的措施应用到实际生产中,不仅提高了模型的精度,同时也缩短了模型生产的周期。过去模型加工不是很注重这些微小误差的存在,造成生产过程中的麻烦,尤其计量和装配,机翼部件光计量工序就需要2~3天,而且反复调整基准、反复光顺,费事费力。最终计量结果:在不同程度上都存在着超差点,或量大或量小,超差点百分比甚至已经超过10%。严重影响着模型的总体质量,对模型生产单位质量信誉造成严重的威胁。改进实施措施后计量只需要0.5~1天即可,而且型面计量效果非常好。超差点百分比小与2%,部分机翼部件甚至没有超差点。在装配过程中,因为基准误差的存在造成装配时不同程度的错位,虽然通过各种方法最终问题可以解决,但效率确大大降低。例如:通常一件重要部件需要10天完成的,因为修整调配却往往花费4天。通过以上的这些控制措施,不仅保证了模型的加工精度,而且大大缩短了模型制造周期。
摘要：本文通过对飞机试验模型加工案例的分析,结合目前现有的数控加工能力,探讨了在飞机试验模型加工中如何提高加工精度,并对其产生误差的原因进行深入分析,为加工出高质量的飞机试验模型奠定了基础。
关键词：飞机试验模型,数控加工,误差
参考文献
[1]杨洪旗.模具高速加工技术[J].机电信息,2000,5.
[2]曾宝平,王成勇等.淬硬钢的高速切削加工[J].机电工程技术,2002,6.
纸飞机模型作文 第2篇
星期天，天气晴朗，阳光明媚，碧蓝的天空飘着朵朵白云，亮亮，晶晶和明明这三个好伴一起来到公园里，晴空下的公园格外显得生机勃勃，地上长满绿油油的小草，像铺了一层绿毯似的。他们坐在草地上快乐的折着纸飞机，很快折了许多五颜六色纸飞机，就在上面写满了祝福的话语和希望，他们愉快的放飞着纸飞机带去他们心愿和梦想!亮亮放飞的纸飞机飞到了森林里，被人们捡到了，人们决定不再乱砍乱伐，告诉我们保护好生态环境就是保护好我们幸福的家园。
晶晶放飞的纸飞机飞到了一位残疾的女孩的院里，小女孩捡起纸飞机接受了晶晶地祝福，在坚强的生活中不断地锻炼自己，每天都沉浸在快乐，幸福的日子里，她不再孤单了。明明放飞的纸飞机飞到住在山上护林的爷爷家门口的小狗面前，小狗似乎看懂了明明的心愿，每天不在懒惰的晒太阳了，而是勤劳的和爷爷看护着森林，守护者爷爷的小家。纸飞机还漂洋过海的飞到世界各地，飞到了伊拉克，哪里的人们看到了，就停止了战争，建设自己的家园，过着和平的生活。
纸飞机飞到了沙滩上，游玩的游客看到了孩子的心愿，便不再乱丢垃圾，大家都在保护环境，给海豚一个干净，舒适的家。纸飞机还飞到了司机叔叔的车里，叔叔看到了读懂了孩子们的心愿，便遵守交通规则，让孩子们安全的过马路。纸飞机带着孩子们的心愿飞向了远方，去实现了孩子们的梦想
古埃及“飞机模型”之谜 第3篇
1969年，考古学家卡里尔博士经仔细分析和研究，断定这是飞机模型，而绝不是“鸟”的模型。因为埃及古墓里的这个模型具备许多现代飞机的特点：有一个平卧的机体、一对平展的翅膀，尾部还有垂直的尾翼。
卡里尔博士组织了大量专家对其进行分析和研究，以弄清这架飞机模型的本来面目。专家们认为，这个模型具备了现代飞机的基本特点：机身长14厘米，两翼平展跨度18厘米，嘴尖长3 厘米，机尾垂直，尾翼上有一个类似现代飞机尾部平衡器的装置。尾翼的外形设计完全符合空气动力学原理，更重要的是，其特点使机身有巨大的上升力。机内各部件的比例也经过了精确的计算，设计得非常精确。后来，在埃及其他一些地方，人们又陆续找到14架这样的飞机模型。那么，难道古埃及人已经掌握了制造飞机的技术吗？
在南美洲的一些地方，人们也发现了一些与之类似的奇妙飞机模型。还有更令人难以相信的事情，在哥伦比亚，人们在地下约530米深的地方，挖出了一个古代飞机模型，这个黄金做的家伙竟然跟美国的B-52轰炸机十分相似。这所有的一切应该如何解释？埃及的飞机模型与南美的飞机模型之间有什么内在联系？据考古发现，4000多年前人类的技术根本无法制造飞机，那么这些精确的飞机模型又是谁设计的？人们同答不了这个问题，也只有寄希望于外星人。究竟事实的真相如何，还有待于进一步的探索研究。
飞机试验模型 第4篇
关键词：领航150,风洞,模型
1 概述
领航150飞机是中航通飞正在研发的一款5座全复合材料单发涡桨轻型公务机, 飞机采用下单翼、低平尾、单垂尾的常规布局, 可收放式前三点起落架, 增压座舱。飞机具有速度快、航程远、乘坐舒适、营运和维护费用低等特点, 主要用途是私人航空和公务航空。
飞机研发中一项关键技术就是飞行载荷的计算, 载荷计算需要飞机的几何参数、重量重心和气动数据。总载荷计算的原理主要是求解运动方程, 分布载荷的计算需要有载荷分布形式。理论分布可参考前苏联的《飞机强度规范 (1975) 》和美国海军委员会发布的ANC-1[1]。理论分布往往比较保守, 要获得较为准确的数据可通过模型风洞测压试验实现。
2 风洞测压试验模型设计方案
试验模型以真实飞机理论外形的三维数模为基础, 模型的设计、制造以及检验采用真实飞机经过缩比的理论外形的三维数模。试验模型设计遵循几何相似准则, 模型的主要几何外形与真实飞机理论外形相似 (见图1) , 小的外露物及凸出物不作几何相似模拟。
领航150飞机模型风洞测压试验选用某基地4m3m的低速风洞完成试验。领航150飞机的机翼展长为11.125m, 展弦比为8.42。要求机翼展长不宜超过风洞宽度的70%[2], 根据下式可以确定真实飞机与试验模型的比例。
式中:L机翼展长;
W风洞宽度;
R实机与模型比例。
代入相应的参数可得R≥3.97, 同时考虑模型的最大迎风面积不宜超过风洞试验段横截面积的5%, 选取1:4.5作为试验模型与真实飞机的比例。
试验模型机体结构为铝合金, 连接襟翼和操纵面的变角片采用钢材。模型在风洞中的支撑方式采用腹部单点支撑, 支撑接头需风洞试验单位提供。模型的攻角范围决定了腹部开口的大小, 变角片的状态根据测试要求确定。
领航150飞机全机共布置测压点835个, 其中机身有105个, 机翼有406个, 平尾有216个, 垂尾有108个。机身上布置有11个测压剖面, 每个测压剖面的半圆周上均匀布置有测压点;测压点布置避开机翼和平尾安装。单侧机翼沿展向布置有10个测压剖面, 左侧机翼剖面和右侧机翼剖面对称;按顺航向视线, 左侧机翼上表面测压, 右侧机翼下表面测压, 测压点沿弦向依据相对弦长定位。平尾每侧沿展向有7个测压剖面, 测压点布置情况与机翼类似。垂尾沿展向有7个测压剖面, 按顺航向视线在左侧表面布置有测压点。
3 模型设计和制造注意事项
模型设计是基于缩比后的数模完成, 测压孔的孔深与内径之比大于2。测压孔周围光滑, 没有毛刺或凹凸不平, 孔口无倒角或圆角。测压孔轴线与测压孔对应处模型表面的法线一致。测压管采用内径为0.8 mm, 外径为1.0 mm的不锈钢管, 使用前对其进行了气密性、通气性和抗压性检查。测压管路长度宜短, 避免直角拐弯, 防止折断、堵塞, 各部件内测压管线通过槽在转折处务必采用圆角处理。模型设计时还应考虑扫描阀的尺寸和个数。模型设计时对主要的连接部位 (比如机身和机翼连接、平尾和后机身连接、变角片的连接强度和腹部支撑强度) 进行强度和刚度的计算, 以保证风洞试验过程中模型是安全可靠的。
模型采用数控机床进行加工, 加工完外形后采用三坐标检测仪进行外形检测。检测时, 对机翼、尾翼沿展向至少均匀选取3个剖面, 安定面的每个剖面沿弦向至少均匀选取12个点检测, 操纵面的每个剖面沿弦向至少均匀选取6个点检测;对机身从头部至尾部至少均匀选取4个剖面, 每个剖面上至少均匀选取12个点进行检测。
模型的制造和检测都应做好记录, 及时对偏离项目进行处理。验收完成后对所有文件资料进行归档, 模型进行包装运输, 以防损坏。加工完的风洞侧压试验模型见图2。
4 结论
本文对领航150飞机风洞测压模型设计进行了简单介绍, 指出了模型设计和制造过程中应注意的事项。目前已经完成了风洞测压试验, 试验结果表明模型设计达到了预期的目标。
参考文献
[1]AC23-19A, Airframe Guide For Certification of Part 23 Air-planes, 2007.
飞机试验模型 第5篇
摘 要：研究飞机颤振随机模型中实际输入-输出信号序列的最优滤波估计问题，利用矩阵论中的矩阵因式分解和统计信号处理中的条件期望公式，将由新息过程构成的块Toeplitz矩阵进行三角分解，得到一种有效的递推滤波算法。对于滤波输入输出信号的估计值，推导该算法下的估计误差和方差表达式。最后用仿真算例验证采用滤波后得到的输入输出信号估计值作为飞机颤振模态参数辨识试验的观测信号可得到较为准确的传递函数，进而使得模态参数的辨识也更精确。
关键词：飞机颤振；模态参数；递推滤波；矩阵分解
中图分类号：TP273 文献标识码：A
Abstract：This paper，studied the optimal filtering estimation problem of the actural input and output sequences in the aircraft flutter modal parameter identification experiment. Based on the matrix factor decomposition from matrix theory and conditional expectation formula from statistical signal processing， an efficient recursive filtering algorithm was proposed. It is an innovation based approach that relies on the triangular decomposition of block Toeplitz matrices. We derived the estimation error and covariance expression about the estimation of the filtered input and output sequences. Finally in the simulation， we applied the filered input and output sequences to be the observed signals，which were used in the aircraft flutter modal parameter identification experiment. Then we can obtain the more accurate transfer function and the modal parameters.
Key words：aircraft flutter； modal parameter； recursive filtering； matrix decomposition
1 引 言
目前对飞机颤振模态参数辨识的研究围绕辨识方法及精度展开，根据系统辨识理论体系可知，整个辨识试验应该具有四个研究步骤：试验设计、模型结构辨识、模型参数辨识和模型验证[1]。对于飞机颤振随机模型选择赫伯尔特在飞行动力学下所建立的二维机翼颤振数学模型，因数学模型中的未知参数可转化为模态参数值，对未知参数的辨识求解可采用各种辨识策略；而对飞机颤振试验的试验设计和模型验证研究较少。
试验设计中都是人为地选择人工施加的激励信号，并假设此激励信号足够丰富，能够持续激励颤振随机模型的所有模态被辨识出来[2]。但实际中激励信号的选择往往很难把握，其激励的振幅大小、激励点的位置、采集传感器的布置等都需要斟酌。为此展开对飞机颤振模态参数辨识试验的试验设计是有必要的，在试验设计中需要事先具备关于输入-输出信号的某些先验信息，以此先验信息作用于整个辨识试验的基础，为模态参数的辨识提供充分激励和足够丰富的先决条件[3]。对输入-输出信号先验知识的掌握即为本文所涉及的滤波问题，即采用滤波算法来得到关于输入-输出信号的估计值，以此估计值作为下次辨识试验的激励信号。整个飞机颤振模态参数辨识试验过程可叙述如下：对经典的赫伯尔特二维机翼颤振随机数学模型，首先选择人工施加的激励信号如脉冲信号、阶跃信号和正余弦信号等，利用常用的辨识方法得到颤振随机模型中的未知参数矢量；其次利用得到的参数估计值和已测量得到的输入-输出观测信号采用滤波算法去估计激励信号；再次将估计激励信号又作用于整个飞机颤振随机模型，不断地循环试验，直至未知参数矢量和激励信号的估计值不再发生较大的改变时，则停止循环过程[4]。此时最终得到的参数估计值和激励信号即为最为理想，保证整个辨识试验足够丰富。
2 问题描述
为了验证滤波后的输入-输出观测信号的确比未滤波的输入-输出观测信号更具有实用性。分别将最初的输入-输出观测信号和图2所示的输入-输出观测信号应用于原颤振系统，利用文献[7]提出的全局非线性可分离最小二乘法来辨识颤振系统中的未知参数矢量。将所得到的两组参数估计值代回（24）式的A（q-1）和B（q-1）中，进而构成原颤振系统的传递函数。对于此传递函数的检验，应用matlab中现有的bode plot程序进行仿真。仿真之后的bode plot见图3所示。图3中红色曲线表示原真实系统的频域响应曲线，黑色曲线表示利用滤波之后的输入-输出观测信号得到的系统的频域响应曲线，蓝色曲线表示直接利用最初的输入-输出观测信号得到的系统的频域响应曲线。由图3可见，三条频域响应曲线的相位是一致的，而在振幅上蓝色曲线与红色曲线存在较大的偏离，黑色曲线与红色曲线吻合的较好。此即表明利用滤波之后的输入-输出观测信号能得到较为准确的传递函数，从而同样能得到较为准确的模态参数。
5 结论
本文研究飞机颤振模态参数辨识试验的滤波设计问题，将由新息过程构成的块Toeplitz矩阵进行三角分解，采用条件期望公式建立颤振随机模型中出实际输入-输出信号序列的最优滤波估计，此最优滤波估计即可作为下步系统辨识理论框架系统中的最优输入信号设计。因本文作为飞机颤振模态参数辨识试验中关于试验设计问题的初步研究，对于颤振随机模型的可辨识性，传感器的布局和模型验证等还有待进一步的研究分析。
参考文献
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城市防空飞机空战模型研究 第6篇
1 任务要素
空中巡逻任务的要素如表1所示。
2 过程描述
部队在接到防空指挥部下达的空中巡逻任务命令后,执行任务的飞机就会从所在机场(一般在城市附近)起飞,并迅速到达指定空域,在该空域展开,以城市为中心进行环形巡逻飞行,或在重点防卫方向的一侧进行“8”字形往返飞行。一旦遭遇空中目标(导弹或敌机),就马上进行敌我判断,如果判定是我方战机,就继续巡逻;如果判定是敌方战机,并且接到空中拦截命令,如果能够执行命令,即迅速结束巡逻状态而转入空战状态,并在同时向地面指挥部发送空情报告。在经过激烈的空中交战后,或者将来犯敌机击落,或者被敌机重创。如果将目标击落后,我方飞机仍然保持良好飞行性能,即马上返航。飞机落地的同时向防空联合指挥部发送报告。其过程如图1所示:
影响空中交战胜负的因素很多。敌我双方战机的性能是个关键因素,例如:机载雷达的探测范围和最大探测距离、机载武器数量、最大续航时间等。
3 行动规则
1)当执行任务的飞行编队接受巡逻任务的命令后,首先判断是否到达指定任务执行时间,如未到达则不处理。
2)当行动命令中没有指定巡逻空域的位置(用距离机场的距离来确定)时,命令不予执行。
3)巡逻开始标志:由机场开始按用户输入的速度取捷径飞往巡逻空域,到达巡逻空域即置巡逻开始标志,并发报告。
4)巡逻结束标志:从机场起飞开始计时,即计算机场到巡逻空域的时间、巡逻时间。读取飞机性能表中该型号飞机的连续作战时间,当连续作战时间(机场到巡逻空域的时间+巡逻时间)小于机场到巡逻空域时间的1.2倍时,实施空中巡逻的飞机即返航。置巡逻结束标志,返航回机场。落地后发报告。
5)巡逻中实施空战的条件:接受临时干预命令或主动拦截。当接受临时干预命令时,即对指定的敌方目标实施拦截。完成空中拦截任务后即返航,同时发空战结果报告,飞机降落后,发送完成空中巡逻报告。
6)当连续作战时间(机场至巡逻空域时间+巡逻时间+巡逻空域到拦截点的时间)小于拦截点至机场时间的1.2倍时,则不能完成指挥所下达的空中拦截命令,继续执行巡逻任务并发报告。
7)已有作战时间=连续作战时间-(机场到巡逻空域时间+巡逻时间+当前位置到拦截点的时间+拦截点返回机场的时间l.2)。
8)空中巡逻飞机的作战范围=已有作战时间飞机速度
返航落地后发巡逻结束报告。
4 战损计算
空战模拟结果计算的基本思路是:首先,能够构成交战关系的红蓝双方编队进行超视距空战,计算各自的战损数量,然后根据双方编队剩余飞机的空战能力指数,再次计算各自的战损数量。
4.1 编队超视距空战战损计算
1)空空导弹击毁飞机概率的计算
单发空空导弹击毁飞机的概率与机载雷达发现目标的概率、导弹火控系统正常工作的概率、导弹制导成功的概率、命中后击毁飞机的概率和地面或预警指挥机的引导成功概率有关,因此,单发空空导弹击毁飞机的概率p为:
2)编队超视距攻击战损计算
一般情况下,每架飞机一次只攻击一架目标机,可用1枚空空导弹,也可用2枚,假设用1枚的概率为p则用2枚的概率为p(1-p)
攻击编队可击毁目标机的架数n为:
n1,n2分别为攻击编队都用1枚导弹攻击方式和2枚导弹攻击方式可击毁目标机的架数,其计算方法如下:
攻击编队用1枚导弹攻击方式可攻击目标机的架数s为:
z为攻击编队中携载的某型空空导弹总数量,m为目标机编队飞机架数。
则击毁k架飞机的概率分布为:
表2随机产生目标机被击毁架数
p为单发空空导弹击毁飞机的概率。
产生[0,1]间的均匀分布随机数rand(x),看此数落在哪个区间来具体确定击毁架数,如表2所示。用2枚导弹攻击方式击毁目标机架数的算法与此类似。
4.2 编队近距空战战损计算
1)单机空战能力指数的确定
单机空战能力指数采用“对数法”(《中国、美国国防系统分析方法学术讨论会论文集》中“作战飞机的装备效能指数”)。公式是:
式中C为空战能力指数,B为机动性参数,A1为火力参数,A2为探测能力参数,ε1为操纵效能系数,ε2为生存力系数,ε3为航程系数,ε4为电子对抗能力系数。各参数计算方法参见[1];
2)编队空战能力指数
编队空战能力指数是编队中所有单机空战能力指数之和,即
在编队由几种飞机组成时,
其中ni和ci分别为第i种型号飞机架数和单机空战能力指数。
3)编队近战战损计算
把n架攻击机对m架目标机的空战,分解为m组空战,每组空战都是n/m架攻击机对1架目标机,各组空战可看作是相互独立的,设目标机被击毁的概率为Pt则目标机被毁架数服从参数为m、n的二项分布。按照空战能力指数的意义,可将Pt取作
p0是小于1的正数,它是为了同步降低双方的被毁概率而设定的,暂取p0=0.5。于是得到目标机被毁k架的概率
于是,目标机平均被毁架数为mpt
同样,攻击机平均被毁架数为npm,pm的值为
5 逻辑设计
实体的主要任务状态有:起飞、巡逻开始、巡逻结束、空战开始、空战结束、返航。
逻辑设计框图如图2所示。
6 结束语
本文建立了城市防空飞机空战模型,给出了模型的任务要素、过程描述、行动规则、战损计算及逻辑设计,对设计开发城市防空训练模拟系统有一定的参考价值。
参考文献
[1]朱宝鎏,等.作战飞机效能评估[M].北京:航空工业出版社,1993.12.
[2]马丰文,等.作战模型研究与实践[M].北京:国防大学出版社,2002.7.
[3]傅凝,等.作战模型理论与方法[M].北京:国防大学出版社,2002.7.
飞机试验模型 第7篇
关键词：试验接口装置,接口互联,构型切换,继电器,铁鸟
0概述
铁鸟鉴定试验是电传飞行控制系统付诸飞行试验前的一个正规的系统验证与确认过程[1],而铁鸟试验台是这一重要过程的试验平台,它一般安装真实的飞控系统、液压系统和起落架系统,有些机型则还为其配置航电、电源等系统。对于某些没有真件,但试验又需要的系统,则往往采用仿真。又一方面,铁鸟所需安装的真件并不是一次就到位的,那些没有到位的真件,在试验前期,通常也用仿真来替代。待真件到位后,可以直接切换到真件,并保留仿真,以进行对比和排故。
试验接口装置就是用来连接真件和仿真,并实现它们之间切换的试验设备。
1 功能需求
一般来说,铁鸟试验需要经历系统调试阶段、系统综合试验和系统交联试验三个阶段。
以飞控系统为例,在系统调试阶段,可能飞控系统的部分机载设备未能交付,那么试验时往往采用仿真设备代替;在系统综合试验阶段,铁鸟试验台安装了一架份真实的飞控系统,但由于该阶段只需验证飞控系统的需求,那么飞控系统所需其他相关系统的信号可以用仿真替代;而在最后的交联阶段,则需要将飞控系统与其他真实系统交联起来,完成真实接口的检查,完成其他真实系统构型下飞控系统功能和性能满足设计要求。
在这些试验阶段转化的过程中,真实的机载设备将逐渐接入系统,并代替仿真设备与原有的系统进行互联。同时,为了满足真实机载设备、真实系统的排故,往往又要求系统能够切换到仿真设备的状态。因此,试验接口装置既要实现真实机载设备或试验仿真设备的接入,又要实现在真实机载设备和试验仿真设备之间的来回切换,即其应具备以下两个功能:
1)接口互联
与真实飞机上的EWIS(Electrical Wiring Interconnection System)
系统[2]相类似,试验接口装置的接口互联功能就是要实现铁鸟试验台上所有系统和设备的互联,包括被试系统、仿真系统和测试设备。同时,在接口连接的时候,保证信号的电气特性尽可能的与真实飞机的一致,保证试验设备的接入不会对被试系统的信号造成影响。
2)构型切换
如上文中所述,构型切换就是要实现被试系统机载设备与试验设备之间的切换,从而根据试验需要,配置不同的构型,满足不同试验阶段的要求。
2 设计实现
某型飞机铁鸟试验台试验接口装置的基本原理如图1所示。通过飞机EWIS系统自身设置的分离面,可以将信号转接到试验接口装置的真实接口上,而试验设备通过具备与飞机EWIS系统基本一致的电气特性的电缆连接到仿真接口。这样,在系统调试阶段,即使没有机载设备,通过仿真接口连接试验设备也可以实现调试。在机载设备到位的情况下,只要将设备连接到相应的接口,并通过接口装置的切换,就可以将其接入系统,同时并不需要去除原有试验设备的连接。这样可以根据试验需要,在仿真和真件之间切换。
一般来说,铁鸟试验台安装有相当数量的机载设备和试验设备,各设备之间的接口关系也较复杂,如果仿真和真件之间的切换通过人工或手动来切换,那么势必影响试验的效率和进度。某型飞机铁鸟试验台接口装置的切换通过继电器实现。在每一线路上增加一个继电器,通过继电器控制板卡控制继电器的通断,可以一次实现对多个线路的切换,图2位继电器控制的基本原理示意图。
每一线路的输出由4个继电器控制,这4个继电器组成一个开关矩阵。初始状态下,为了保证设备的安全,4个继电器都处于常开状态。当要求真件输入和真件输出时,继电器K1和K2闭合,且K3、K4保持常开状态;当要求真件输入和仿真输出时,继电器K1和K4闭合,且K2、K3保持常开状态;当要求仿真输入和真件输出时,继电器K2和K3闭合,且K1、K4保持常开状态;当要求仿真输入和仿真输出时,继电器K3和K4闭合,且K1、K2处于常开状态。这样通过不同的继电器断合组合,控制不同的输入和输出,灵活的切换试验构型,满足试验要求。
另外,有些系统为了满足信号采集的需要,往往在继电器K2、K4后端再增加一个数据采集的接口。这样,通过试验接口装置,既可以在输入端通过仿真设备注入信号,又可以在输出端的数据采集接口采集信号。
3 信号切换测试
为了说明信号的实际切换效果,在本文中,我们使用电位计信号和离散信号对系统进行了测试。
测试时,利用函数发生器,在系统真件输入接口和仿真输入接口同时输入幅值为5v,频率为1Hz的正弦电压信号。初始状态时,继电器K1、K4处于断开状态,K2、K3处于闭合状态,因此,仿真通道信号输出为零,真实通道则采集到仿真输入端的信号,如图3所示。当继电器状态反转时,仿真通道采集到幅值为5v的正弦信号,而真实通道信号则为零,如图3所示。
采用相同的方法对离散信号进行测试,其结果如图4所示。
从上述两种信号的测试结果,可以说明本系统能够实现对系统信号的切换。由于采用了能够几无失真地传输并切换高频信号的高频继电器[3],切换前后的信号波形基本完全一致,如图3所示。也就是说采用高频继电器切换并不会对信号造成影响。
4 小结
通过试验接口装置可以在不破换系统连接电缆的情况下,方便的注入信号,同时,又可以根据需要切换构型,便于仿真与真件的对比和排故。在不需要注入信号的时候,直接去掉试验接口装置与分离面连接器连接的电缆,就可以方便的还原系统。对于那些类似于铁鸟试验,试验构型繁多且不同构型之间需要来回切换的,如果应用试验接口装置,那将大大有利于提供试验效率。
另外,试验接口装置的接入,不可必然的增加设备之间的连接电缆长度,对于有阻抗要求的信号或者有压降要求的供电信号,则应尽可能的做到阻抗匹配或者进行压降等效计算。
参考文献
[1]张德发,叶胜利,等.飞行控制系统的地面与飞行试验[M].北京:国防工业出版社,2003.
[2]顾海荣.EWIS介绍以及维护管理要求[M].航空维修与工程,2012,02.
飞机试验模型 第8篇
关键词：民用飞机,标准体系,模型,方案
民机产业是我国战略性产业,是我国工业体系的重要组成部分。大飞机项目作为国家中长期科学和技术发展规划的重大专项,成为国家意志的表现。
2009年11月,温家宝总理在考察中国商飞公司时高屋建瓴地指出:“当今世界飞机的竞争十分激烈,我们提出的四性:安全性、经济性、舒适性、环保性,都需要有技术作保证。没有先进的技术,达到这四性是不容易的。我们的标准不是中国标准,是世界标准、是市场标准、是实践标准。如果说这就是中国标准,那就是它同时也是世界的标准。标准、设备、材料要拥有自主的知识产权不是一件容易的事情通过大飞机的研制使中国自主的知识产权,包括标准能够越来越多。”温总理的讲话中,多次提到“标准”,是从民机产业发展的战略高度对民机标准发展方向与发展模式的最好诠释和系统解答。
我国MA60、ARJ21、Y12和H425等民用飞机研制经验证明,研发具有自主知识产权的民用飞机离不开一整套具有先进技术水平的标准。随着我国C919、JL600、MA700、Z15等民机项目的启动,我国对建设满足干线、支线、通用飞机和民用直升机协调发展的民机标准提出了迫切需求。
1 民机标准内涵与分类
民机标准是规范和协调民机产业链中各项活动的各类法规、程序、要求、准则、方法、规范、指南、手册等规范性、基础性、通用性文件的统称,可以采用文本、数据、软件等多种形式发布,涵盖民机科研、民机研制生产、工业技术、航空运输等领域,涉及国际、国家、行业、协会、企业、型号等级别的标准。
民机标准是民用飞机、发动机、机载设备以及民机工业技术、重大工程等多领域共用技术,是政府进行行业管理、产业结构调整、控制民机产品质量、提高民机市场竞争力的抓手,对民机制造业及其上下游产业具有广泛的规范、支持和服务作用。
按照民机标准在民机产业链中的主要应用范围和作用,可将其分为行业管理类标准、产品定义与实现类标准、运营支持与服务类标准等三个方面。其中产品定义与实现类标准又分为产品标准、设计制造标准、试验验证标准和通用基础标准等。
2 体系构建理论模型
2.1 体系构建特点
民用飞机标准体系构建有如下特点:
2.1.1 普适性。
民机标准应体现支线飞机、干线飞机、通用飞机、无人机、直升机等各种民机项目研制的需求,标准技术内容对于民机产品具有普适性。
2.1.2 科学性。
对于民机标准化对象的描述,应按照其最本质的特征寻找其具有普遍规律性的描述属性,作为标准化对象属性建模的主要内容,以体现对象属性模型的科学性。
2.1.3 协调性.
民机标准建设应以遵循和贯彻已有政策、法规、标准为前提,即在技术内容上保证与已有规章制度的符合性,与已有国家标准、行业标准等的协调性。
2.1.4 规范性。
民机标准因其规范化对象的不同、标准技术要素的差异等,可以规范、方法、要求、指南等各种形式制定,但应符合该类标准形式对于其技术要素构成的规范化要求。
2.1.5 关联性。
各类民机标准,如系统、分系统通用要求与设备、产品通用规范之间,同一性能要求逐级分解,技术指标存在着向下的传递性,应保证指标传递的关联性要求。
2.1.6 准确性。
目前制定的民机标准主要以总结科研项目成果、固化预先研究结论等为基础,缺乏型号项目的实践检验,为保证技术指标的准确性,应进行指标验证。
2.1.7 适用性。
因其规范化对象的特殊性、技术应用的创新性、技术内容的先进性等因素的存在,需要考虑民机标准的实际应用效果,进行适用情况预测分析,以保证标准的适用性。
2.1.8 客观性。
为保证民机标准技术内容的准确性,需要对描述技术内容的量化指标进行客观评价,即评价指标选择、提取和表述。
2.2 基于九屏幕法的体系构建理论模型
民机标准体系的建立涉及工程技术研究、工程应用依附环境、产品创新和技术推广、标准系统研究对象、标准系统应用效果、对象特征属性规律、标准分类与标准项目以及技术要素和量化指标等多方面的因素。结合民机标准体系的普适性、科学性、协调性、规范性、关联性、准确性、适用性和客观性等特点,需针对民机标准建设建立相应的标准系统模型,为开展民机标准体系建设提供理论和工具。
为清晰地描述标准体系与相关因素的关系,采用TRIZ理论中的九屏幕法建立民机标准体系构建模型,如图1所示。其中“当前系统”是民机标准体系,“当前系统”的“超系统”是民机标准体系的应用环境,即工程应用依附环境,“当前系统”的“子系统”则是标准体系中的各类标准以及具体的标准项目。
2.2.1 建立“超系统”模型约束因素分析
民机标准体系建设是一项系统工程,其建设涉及诸多方面的约束,主要包括技术环境、政策环境、资源环境和市场环境。
技术环境分析包括对我国民机制造业设计、制造、试验和管理等技术基础的分析;民机产业成功经验分析;民机产业研究成果的分析以及民机产业科技创新情况的分析。
政策信息主要包括:政策发布来源、政策制定过程、政策制定的依据与背景、政策方案内容、政策实施的效果、政策变动信息等。
资源环境分析主要包括:对支撑民机标准化发展的专家资源、标准资源、专业标准化人员、信息系统和标准化组织结构资源的分析。
市场信息主要包括:国内外市场需求调研、竞争者情况调研、外部条件分析、产品情况调查、经营情况调查等。
2.2.2 建立“超系统”过去模型公共调研分析
公共信息调研是根据决策的需要,广泛搜集文献信息与进行实地考察,运用科学方法对信息进行分析、对比、推理、综合、判断,以了解其现状并预测事物发展未来的工作,根本目的是为决策提供依据。因此,要建设符合多方面要求的标准体系,需对所有约束条件进行深入分析。
在确定调研目标和范围的基础上,建立公共调研模型。采用普查法,通过一次性普查和统计调查两种方式对上述四类因素进行全面调研,全面准确地了解民机产业现状的总体情况,并在对研究对象进行初步全面了解的基础上,采用典型调研法有计划、有目的性地选择民机产业政策、适航安全要求、国家能源、环境和安全政策以及民机制造业等重点影响因素进行调研并采集相关数据。
2.2.3 建立“子系统”过去模型对象属性描述
按照GB/T 20000.1-2002《标准化工作指南第1部分:标准化和相关活动的通用词汇》的第2.1.2条定义,标准化对象是“需要标准化的主题”。
为了分析各项活动及其资源情况,可以采用系统工程建模方法,对其可能的标准化对象进行分析,建立标准化对象分析模型。在霍尔三维结构中,将“知识维”具体定义为所需的技术基础,反映关键技术对各项活动影响情况,以确定标准化的关键控制点;将“逻辑维”定义为各项活动的判断控制,反映各项活动之间能够继续开展的约束条件;将“时间维”定义为产品生命周期,反映不同阶段的活动内容及其依赖关系。
2.2.4 建立“子系统”模型标准项目描述
标准项目描述环节是以标准化对象描述为基础的,在标准化对象模型指导下,针对具体的标准项目进行分析,最常用的方法是类比法。类比法是根据两个或两类事物在某些属性或关系上的相同或相似而推出其在其他方面也可能相同或相似的一种方法,是科学方法中最富于创造性的一种方法。
民机工程是一个复杂的、综合的系统工程,民机标准体系也是一个交错纷杂的整体,提取出的标准项目之间相互存在着交叉与联系。因此,对于标准项目需进行彼此的协调,消除不同标准项目间的冲突,避免内容的重叠。经过多方协调之后,最终得到一个科学、合理、有效的标准项目。即对于标准项目的描述模型除了要定义项目本身的类型与属性特征,还要对于标准项目之间的关联关系进行准确定义。
2.2.5 建立“当前系统”过去模型指标分解与传递
要解决标准化问题,首先需要对问题进行准确的描述。即对问题涉及到的标准化对象、标准化对象的关键要素等进行准确定义,主要通过技术要素及指标的提取、优选、传递来实现。
在标准化对象属性模型及标准类别属性模型的基础上,按照协调需求从各类因素中提出需要规范化的技术要素及指标,从而实现标准技术指标的提取。指标的优选主要是根据工程实际经验,从不同途径获取的有效指标中选取,可以通过专家评议、一致性协商等方法获得。而技术指标传递,则涉及到产品功能要求、结构特征、零件材料特征、使用寿命、经济性要求、维护要求、接口要求等诸多要素,是民用飞机客户需求逐级向下传递到具体零件的普遍规律。
2.2.6 建立“子系统”未来模型指标及其关系描述
对于技术指标的描述应包括两方面的内容:一是对具有相关性的技术指标之间的关联关系的定义,二是对技术指标本身的定量描述或定性描述。首先,在技术要素的指标分解与传递分析模型的基础上,建立各类指标的关联关系描述模型,通过模糊计算或专家推理进行关联关系定义,并通过工程验证加以证实。其次,在指标关系描述模型的基础上,利用特尔菲法,通过定义目标函数、约束条件来建立技术指标描述模型,旨在结合并集成专家意见,利用问卷调查、设定可靠度函数等方法,逐步优化技术指标的定性或定量描述,以提高指标的可信度与适用性。
2.2.7 建立“超系统”未来模型要求验证分析
为了保证标准的实施效果,应对标准技术要素进行验证。标准最终要用到实践中去指导工作,要素指标必须经过验证环节才能正式发布。标准技术要素验证主要针对两方面:一是要素指标体系验证;二是要素关系的验证。
要素的指标一般多为定量的数值,其验证可以通过物理模拟验证、数学模拟验证等方法解决。而标准技术要素间的关系,很难采用量化描述,因此其验证也相应地存在更多模糊的影响。因此,需要采用创新的验证方法,以增强验证的准确性。
综合两方面的验证,进行标准项目的总体技术水平分析,给出分析结果。
2.2.8 建立“当前系统”未来模型适用性分析
标准的适用性评价是最终决定标准能否实施的重要环节。适用性评价一般需要建立一套评价指标体系。ISO标准价值评价工具主要包括五条原则:对国际贸易和生产的贡献;对国民经济、健康、安全或环保的贡献;为减少或消除贸易壁垒对各国标准进行协调的需求程度;在技术上达成协商一致的可能性;项目的紧迫性、优先程度等。
而根据我国研究定义,标准适用性是指一个标准或标准体系在特定条件下适合于规定用途的能力。评价单个标准的适用性,一般从标准的技术水平、标准的协调配套性、标准的结构和内容、标准的应用程度和标准的作用等方面进行。结合民机标准特点,评价要素如图2所示。
2.2.9 建立“当前系统”模型数据处理与体系优化
在标准系统相关约束因素研究的基础上,结合标准类别属性研究中关于标准项目的分类及规范化研究结论,综合考虑需要规范的标准化对象及其相关的技术要素及指标分解和传递关系,以及标准成果适用性预测分析模型,提出能够体现标准化外在影响因素、标准化对象需求、标准类型属性特征、标准适用性影响因素等约束条件的“标准系统”模型。
归纳、分类、整理各类型调研数据,进行初步的数据分析和数据筛选,剔除部分无效数据,形成有效数据集,借助诸如特尔菲法、形态分析法等科学方法的合理预测、加工,通过假设、归纳、演绎、科学抽象,得出一套适用于标准系统的原始系统模型。使用原始模型进行结果的预测,分析所得结果对模型进行体系优化和功能优化,最终完成标准系统模型的描述。
2.3 体系架构与主要内容
在民机标准体系构建理论模型的基础上,通过分析民机标准体系及其超系统、子系统,构建民机标准体系框架,如图3所示。
标准体系各主要分支说明如下:
2.3.1 行业管理标准,指用于规范民机研制、生产、运营活动相关的管理标准,涉及民机研制单位基本条件及评价方法、人员认证、过程评价、产品认证、环境认证,以及项目管理、研发管理、生产过程管理、标准化管理等方面。
2.3.2 产品标准,指用于规范民用飞机及其系统的通用要求,包括飞机及其系统(含燃油系统、液压系统、航空电子系统、电气系统、氧气系统、环控系统、生活设施,以及直升机旋翼系统及传动系统,水上飞机的起落装置等)、飞机结构、飞行性能等方面的通用要求。
2.3.3 设计制造标准,指用于规范各类民用航空器如何在系统、分系统、设备和零组件中分解、分配和落实各项性能指标要求,指导民机产品进行设计、制造等活动的标准,包括设计要求、设计准则、设计手册、工艺方法、工装设计要求等标准。
2.3.4 试验验证标准,指用于规范各类民用航空器的飞机总体结构、飞机系统、分系统和设备等方面的试验方法、试验程序、试验设备要求等文件。涉及民机各专业领域地面试验、各系统飞行试验标准、飞行试验管理标准、试飞测试改装与数据分析、飞行保障、试验设备、试飞训练等标准。
2.3.5 通用基础标准,指用于规范民机研制、试验、生产、运营、服务等各环节的共性、通用、基础的专业基础、基础学科、基础产品等标准文件,涉及航空产品设计制造用机械基础、信息技术、可靠性维修性等专业工程、通用零部件、原材料及制品、计量测试方法、无损与理化测试、软件等方面。
2.3.6 运营支持与服务标准,指用于规范航空产品客户培训、技术出版物、航材支援、维修支援、运行支援、运营支持等方面的标准,支撑工程支持技术、运行支持技术、运营服务信息化、数字化等技术体系的应用。
3 体系构建技术方案
3.1 技术路线图
民机标准建设是一项系统工程,按照霍尔三维结构的定义,其中逻辑维的系统工程过程是系统工程管理的核心。因此,民机标准建设过程应按照系统工程过程的环节展开,运用系统工程方法进行明确问题、分析问题、解决问题,将标准化问题与需求转变为利用技术要素和技术指标来描述的标准化解决方案的逻辑过程。按照系统工程过程主要环节的定义,民机标准规范建设过程应包括需求分析、需求分解、设计综合等几大步骤,另外为保障标准成果的工程适用性,还应包括适用性分析与预测环节。由于系统工程过程是一个全面综合、反复迭代、循环递进解决问题的过程,各环节之间应贯穿需求验证、要素验证、指标验证等过程。构建技术方案如图4所示。
3.2 各环节要点和技术方法
3.2.1 需求分析。
第一个环节是分析系统工程过程的输入,即民机产业健康发展的需求。需求分析用于面向标准化问题确定具体的标准规范建设需求,包括政策与法规分析、市场与经济环境分析、技术基础分析、标准资源分析等活动,主要采用科学归纳法、普查法、典型调研法和比较法等公共调研方法进行分析。
3.2.2 标准分析、分配。
要落实和解决标准化需求,首先就要分解需求。所谓分解需求,是指将通过需求分析确定的面向某个技术领域标准化问题的整体标准规范建设需求分解为该技术领域对应的标准项目清单的过程。其结果是通过标准化对象识别,得出对标准项目及标准之间接口关系的描述,即标准体系结构。
3.2.3 设计综合。
设计综合是通过定义标准项目的技术要素及其之间的接口关系来定义标准结构框架,并描述技术要素对应的技术指标来定义标准技术内容的过程。包括确定标准项目的主体和范围、关键技术要素分解、定义技术要素接口关系、以已有的科技成果和工程经验为基础确定并描述技术指标等活动,主要采用类比法、科学归纳法、特尔菲法、形态分析法等方法。
3.2.4 适用性预测。
适用性预测是增强标准成果在工程实际环境中适用性的环节。主要通过技术内容先进性分析,判断标准草案中对于关键技术指标的描述与国内外相关标准比较在技术水平上的先进性;通过技术内容适用性分析,判断标准草案中对于关键技术指标的描述在工程应用中的可行性和适用性。
3.2.5 需求验证。
将标准体系结构模型的定义结果,反馈到需求分析环节,重新检查考虑需求分析结果,即优化面向某一技术领域标准化问题的标准规范建设需求合理性的迭代过程。
3.2.6 要素验证。
将包含关键技术要素的标准项目的结构框架模型,反馈到标准分析与分配环节,重新检查考虑标准分析与分配的结果,即优化标准项目确定准确性、与技术要素符合性的迭代过程。
3.2.7 指标验证。
将标准技术内容的先进性和适用性分析结果,反馈到设计综合环节,重新检查考虑技术指标的选择和指标值的定义结果,即优化指标描述准确性的迭代过程。
4 结语
美国航空航天工业协会(AIA)提出“标准成就航空航天工业未来”,要建立世界航空产业普遍认可、技术匹配、符合设计与认证要求并被全行业广泛使用的“全球性标准”。标准之争已成为国家利益和企业利益之争。
标准作为工程研制的重要依据,承载了科学技术和工程经验的结晶,体现了国家工业的整体水平。民机标准体系构建模型和民机标准建设技术方案,明确了技术途径和方法,具有较高的应用价值,对今后民机标准建设工作有着重要的指导作用。
参考文献
[1] 我国航空产业自主创新能力现状及对策,科技发展研究,2006年第43期
[2] 张辉,我国大型民用飞机产业发展战略研究,上海交通大学安泰经济与管理学院
飞机试验模型 第9篇
民用飞机甚高频 (VHF) 通信系统由多套甚高频收发机及配套的甚高频天线组成, 用于飞机与飞机、飞机与地面塔台之间视距内的双向语音通信。调幅 (AM) 信号工作于超短波波段, 主要以空间波方式传播, 通信距离与飞机的飞行高度直接相关。VHF通信系统提供25 k Hz和8.33 k Hz的频道间隔选择, 工作频率分别为118.000MHz~136.975 MHz (间隔为25 k Hz有760 个信道) 或118.000MHz~136.992 MHz (间隔为8.33 k Hz有3040 个信道) 。
2 适航条款考虑
飞机作为安全性高度重要的商品, 各国民航局方出于保护产业与公众利益的平衡制定了适航条款。飞机失效状态的安全性评价准则见图1 (图中阴影部分为安全性要求不可接受的) , 表1 列出了失效状态的危害与概率之间的关系。
在常规的飞机设计架构中, 甚高频通信系统的功能危害性等级为较大的, 对应的设备软硬件设计保证等级 (DAL[1]) 为C级。系统所适用的适航条款在型号研制初期需要与局方讨论达成一致, 并明确每一条款适用的符合性验证方法, 写入通信系统的合格审定计划内。通常, 甚高频通信系统应至少表明对以下条款的符合性:CCAR25.1301d, 25.1309a, 25.1431b、c, 25.1355c[2]。条款要求如表2 所述, 所列条款需要满足的符合性方法如表3, 以明确取证目标及途径, 进而规划所需测试, 即机上地面试验 (MOC5) 与飞行试验 (MOC6) 。
3 机上地面试验
甚高频通信系统机上地面试验 (MOC5) 的目的是在地面验证甚高频通信系统功能正常, 根据我国首部完全按照CCAR25 部进行审定的涡轮喷气飞机ARJ21-700 的取证经验, 试验可按如下步骤进行安排:a.根据合格审定计划中规定的需进行MOC5试验验证的条款, 申请人制定包含测试步骤的试验大纲, 并获得局方批准;b.申请人编写试验件构型评估报告, 表明具备试验的前提, 并获得局方批准;c.地面试验开始前, 应通过局方制造符合性代表对被试甚高频通信系统进行制造符合性检查;d.所有测试设备均有合格证并在计量有效期内;试验操作人员均有上岗证;e.在局方工程代表 (或指定代理人) 的目击下, 申请人完成试验, 撰写试验报告并获得局方批准。
4 飞行试验
甚高频通信系统飞行试验 (MOC6) 的目的是在飞行中验证甚高频通信系统功能正常, 试验步骤如下:
4.1 根据合格审定计划中规定的需进行MOC6 试验验证的条款, 申请人 (或试飞承担方) 制定包含测试步骤的试验大纲并获得局方批准。根据AC25-7A[3], 至少包括以下7 个方面:
a.使用高度大于18000 ft (5490 m) 的飞机:
在距离经过局方认可的地面设施160 nm以内并高于无线电无障通讯线以上的整个范围内, 作360°盘旋飞行时, 通讯系统应该能够为飞机与地面设施之间提供清晰的联络信号, 而且在所有航向上的倾斜角均不应小于10°。在相对于地面设施的同一航向上, 通过减小倾斜角来缓解信号丢失的情况是可以接受的。建议先进行下述 (4) 节中所提出的远距接收试验。如果试验成功, 就不需进行此节中的盘旋飞行 (160 nm内) 。可以使用外滑转弯减小回转半径。
b.使用高度低于18000 ft (5490 m) 的飞机
对于使用高度限制在18000 ft (5490 m) 以下的飞机, 也应能够在上述 (1) 中规定的条件下提供清晰的联络, 只是距地面设施的距离不必超过80 nm。
c.天线覆盖范围测量
如果天线布局是对称的, 则可仅采用一种转弯方向进行试验。当已有天线辐射方向图数据时, 如果能在通讯效果最差的倾斜角和预定的方位附近检测期间获得满意的通信效果, 就不需要进行360°盘旋飞行试验。
d. 远距接收
该试验应在达到无线电视距以上的高度, 距地面设备天线至少160 nm处 (或18000 ft以下运营的飞行在距地面设备天线80 nm处) 进行, 而且飞机必须以最小10°的倾斜角向左和/或向右作360°盘旋飞行。每转10°与地面设施通信一次, 以测试地面站和机上接收信号的清晰度。对于160 nm的距离, 最小视线高度约为17000 ft (5185 m) , 而对于80 nm的高度约为4000 ft (1220 m) 。
e. 大角度接收
在距地面站约50~70 nm的距离上和35000 ft (10675 m) 的高度 (或在飞机最大使用高度) 上重复试验4 中的盘旋飞行 (对于使用高度低于18000 ft的飞机, 试验应在距地面站20~30 nm处进行) 。
f. 进场形态
在起落架放下且襟翼处于进场状态时, 检查飞机与地面设施间的通信清晰度。
g. 电磁兼容性 (EMC)
在飞行中所有系统都工作的情况下 (如果可能的话) , 通过观察检查所要验证的飞行试验系统是否出现相互干扰。
4.2 请人编写试验件构型评估报告, 表明具备试验的前提并获得局方批准。
4.3 飞行试验开始前, 应通过局方制造符合性代表对被试甚高频通信系统进行制造符合性检查。
4.4 所有测试设备均有合格证并在计量有效期内;试验操作人员均有上岗证。
4.5 在局方工程代表 (或指定代理人) 的目击下, 申请人完成试验, 撰写试验报告并获得局方批准。
5 结论
本文依据CCAR25 与AC25-7A的相关规定, 及甚高频系统的设计经验, 论述了民用飞机甚高频通信系统的适航试验方法, 可以作为适航取证的指导。
摘要：甚高频通信是民用飞机最主要的通信手段, 本文首先对系统做简要介绍, 然后从适航规章CCAR25部入手, 分析甚高频通信系统需要满足的适航条款, 讨论符合性验证方法。然后从机上地面试验与飞行试验两方面, 详细介绍了甚高频通信系统表明符合性的试验方法。
关键词：甚高频,适航,试验
参考文献
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飞机试验模型 第10篇
模型的风洞颤振试验是飞机研制过程中的重要环节之一, 它要求颤振模型的外形、质量分布以及结构模态均与原结构存在一定的相似, 若能实现承力结构的相似, 将更进一步改善试验效果。从本质上看, 飞机颤振模型的结构设计是一个反求问题, 需要在一定的外形与质量分布约束下, 通过优化设计, 使模型结构的前若干阶固有频率与设计要求相符。对于结构反求问题, 连续体拓扑优化方法是一种有效的解决方法, 被广泛应用于结构减重、功能材料设计等领域。然而从大量的拓扑优化实例来看, 其设计结果存在大量不可控的非规则孔洞, 不仅可制造性差, 更难以满足模型设计中的结构相似性要求。大型运输机的机身壁板结构存在大量的规则形状空洞和凹坑, 因而, 如果在结构拓扑优化中引入规则孔洞约束, 使优化得到的孔洞为某种规则的几何形状, 将显著提高模型结构与原结构的相似程度, 并提高结构的可制造性。
本文面向飞机颤振模型的结构设计问题, 给出了一种含规则孔洞约束的结构频率拓扑优化模型, 并将基于单元材料特性更改的方法 (element’s properties changing method, EPCM) [1,2]与双向渐进结构法 (bi-directional evolutionary structural optimization, BESO) [3,4,5,6]相结合, 利用敏度再分配方法 (sensitivity redistribution method, SRM) [7]的棋盘格式抑制算法, 实现了以频率为目标、具有规则孔洞的结构拓扑优化。
1 含规则几何孔洞约束的结构模态拓扑优化模型
1.1 规则几何孔洞的几何描述[8]
如图1所示, 以矩形孔洞为例, 设S为任意一矩形孔洞, 其顶点按逆时针方向依次为A、B、C、D。S的形心O点坐标为 (x, y) ;S的边长分别为2a和2b;设AB为S的长边, 其所在直线与x轴正向逆时针所成的角θ∈ (-π/2, π/2]。这样二维空间的矩形孔洞S可由x、y、θ、a和b唯一确定, 即矩形孔洞可描述为:S=S (x, y, θ, a, b) 。当孔洞为方形时, 孔洞描述简化为S=S (x, y, θ, l) , 当方形孔洞的角度固定时, 可简化为S=S (x, y, l) , l=a=b。
1.2 优化模型
根据颤振模型的模态相似要求, 所设计结构的前几阶频率须为指定值, 故目标函数为
式中, ωi为结构的第i阶频率;ω*i为结构的第i阶目标频率;ci为预先设定的各阶频率的权重指数。
由于欲开孔角度固定, 故设初始设计区域内方孔Si= (xi, yi, li) , i=1, 2, , n。其中, xi、yi和li分别为孔洞Si的中心坐标以及边长尺寸。用βi表示单元的存在状态, 方孔内部的单元为孔洞单元, 单元特征数设为0;方孔外部的单元为实体单元, 单元特征数设为1。则设计变量是孔洞位置、尺寸特征以及标明单元存在状态的向量组, 具体表示为
X= (x1, y1, l1, β1, x2, y2,
l2, β2, , xn, yn, ln, βn) (2)
考虑到体积约束与孔洞位置、尺寸以及孔洞间的干涉约束, 含方孔孔洞约束的结构模态优化模型表示为
式中, V为优化后的体积;V0为设计区域的体积;Vof为材料的体积比常数;xmin、xmax分别为孔洞中心横坐标的上下限;ymin、ymax分别为孔洞中心纵坐标的上下限;lmin、lmax分别为孔洞边长尺寸的上下限;Δconst为方孔之间干涉约束常数。
1.3 孔洞单元的弹性模量与密度的匹配条件
结构模态优化存在局部模态、模态转换等问题。局部模态又称为伪模态, 产生原因主要为删除区域单元密度与刚度之比过大, 常见的处理方法是限制单元密度与刚度之比[1,5]。若取材料模型为
式中, E、ρ分别为孔洞单元的弹性模量和密度;E0、ρ0分别为实体单元的弹性模量和密度;ti为伪密度, 大约等于0.5;Pk、Pf为惩罚因子, 通常取3～5。
Lopes等[9]为避免优化过程中单元的密度与刚度之比在结构某些局部增大, 将惩罚因子取为Pf≥Pk或Pf=Pk=3。当Pf≥Pk, 有
如果孔洞单元的弹性模量太小, 会引起结构总体刚度矩阵奇异, 导致结构的平衡方程无法求解。相关数值试验表明, 只要孔洞单元的弹性模量满足:
即可避免结构总体刚度矩阵奇异。
为了有效减小孔洞单元的承载能力, 使其近似等效于被删除, 借鉴单元硬杀死技术, 孔洞单元的弹性模量应满足:
综合式 (5) ～式 (7) , 得出弹性模量与密度匹配的充分条件:
1.4 敏度分析
弹性结构的有限元无阻尼自由振动方程为
(K-ω
式中, K为总体刚度矩阵;M为总体质量矩阵;ωi为第i阶固有频率;φi为对应于ωi的特征向量。
假定在当前结构中删除或添加单元j, 则第i阶频率变化量的近似表达式为
式中, mi为模态质量;K (j) 、M (j) 分别为单元j的刚度矩阵和质量矩阵;φ (j) i为对应于第i阶模态单元j的特征向量;符号“+”、“-”分别表示添加单元和删除单元;α (j) i为敏度数, 是删除或添加单元j引起的第i阶频率变化量。
在模态分析中, 特征向量φi对质量矩阵M正则化, 则式 (10) 可简化为
α (j) i=± (φ (j) i) T (K (j) -ω
目标函数g (i) 的改变量Δg (i) 可近似表达为
其中, bi= (ωi-ω*i) / (ω*i) 2ωi, 是与当前第i阶频率相关的系数;Δgi也称为单元敏度数。
1.5应用BESO方法的插孔和填孔策略
本文采用基于目标函数灵敏度分析的插孔、填空策略。对结构进行有限元分析后, 根据式 (12) 计算出实体单元敏度数;根据孔洞单元周围的实体单元的敏度数, 推算出孔洞单元的敏度数。当前结构频率大于目标频率时, 在敏度数大的单元位置插入可行方孔, 同时对敏度数小的孔洞实施填孔操作;当前结构的频率小于目标频率时, 对敏度数大的孔洞实施填孔操作, 同时在敏度数小的单元处插入可行方孔。孔洞的中心坐标为单元的质心坐标, 边长为满足尺寸约束的某个恰当值。
当在已经插入过孔洞的结构中欲再次插入新孔时, 考虑到优化效率以及孔洞之间的干涉, 将欲插孔与已插孔的位置关系分为以下两种:①欲插孔与某一已插孔的距离小于规定距离;②欲插孔与所有已插孔的最小距离大于规定距离。
以上两种位置关系插孔前后如图2和图3所示, 其插孔策略有所不同。第一种情况表明欲插孔在某个已插孔邻域内, 直接插孔会发生干涉, 此时插孔改为扩孔, 即将已插孔向着欲插孔的方向进行调整, 最终结构中孔的数目没有变化, 仅某个已插孔的位置、尺寸有所变化。第二种情况表明欲插孔不在任一已插孔的邻域内, 此时直接插入新孔, 实现结构拓扑改变。
在拓扑优化过程中, 若干迭代步之后会出现少量微小孔, 从而导致结构奇异。本文引入边长约束, 每隔一定迭代次数将不满足边长约束的孔 (li<lmin或li>lmax) 删除, 以防止总体刚度矩阵奇异。
1.6 位置尺寸优化
为减少迭代次数, 提高优化效率, 本文对已插孔进行位置尺寸优化, 也就是说, 首先寻找到已插孔的最优位置和尺寸, 然后再在结构中插入新孔。针对式 (3) 的优化模型, 采用内点罚函数法将其目标函数构造成如下的辅助函数φ (X, μ) :
式中, μ为惩罚因子;qi为约束函数;N为约束函数的个数。
上式为一个无约束极小化问题, 可采用步长加速 (Hooke-Jeeves) 的方法求解。方孔位置尺寸的优化过程如下:
(1) 给定初始惩罚因子μ0>0, 初始点X0= (x
(2) 采用Hooke-Jeeves方法极小化φ (X, μ) , 设求得最优解为Xj+1。①设坐标方向ei= (0, , 0, 1, 0, , 0) T, i=1, 2, , 3n-1, n为孔洞数目。设Xj, 0=Xj, 为初始点, 给定初始步长δ, 加速因子α>0, 计算精度ε1>0, 置k=0。②确定参考点, 令Yk, 0=Xj, k。③探索运动:变量Xj, k在当前参考点Yk, i附近变动, 新的临时基点为
其中, φ+、φ-为参考点对应的辅助函数值。重复上述过程寻找新的临时基点, 直至i=3n, 得到Yk, 3n。④若Yk, 3n=Xj, k, δ←0.5δ, i=0, 转到步骤③, 直至δ<ε1, 得最优解Xj+1=Xj, k转到 (3) ;否则转到步骤⑤。⑤模式移动:模式方向为d=Yk, 3n-Xj, k, 令Xj, k+1=Yk, 3n+αd。⑥k←k+1;返回步骤②。
(3) 若
2 面向颤振模型设计的结构模态优化算例
对于图4所示某飞机机身壁板结构, 将对应模型结构分为两层, 其中外层结构为不优化部分, 模拟壁板的蒙皮传递气动载荷, 并提供一定的结构刚度。内层结构为待设计区域, 模拟壁板的骨架, 骨架是机身壁板的主要承载结构, 通过在内层结构上插孔来调整结构的模态, 同时对孔洞施加规则几何约束实现与原机身壁板的结构相似。由于模型设计要求质量分布与原结构相似, 故基于质量均匀分布考虑, 人为设定外层结构的材料密度远远大于内层结构的材料密度, 从而保证在对内层结构进行拓扑优化时, 孔洞数量、位置的变化不影响整体结构的质量分布特征。
如图5所示, 设计域为半径为0.13m、长0.9m的双层圆柱壳, 外层厚度为0.003m, 内层厚度为0.01m, 左端固支。外层实体材料的弹性模量E1=70GPa, 密度ρ1=2700kg/m3;内层实体材料的弹性模量E2=10GPa, 密度ρ2=100kg/m3;空洞材料的弹性模量E=10Pa, 密度ρ=10-8kg/m3;泊松比ν=0.3。其中, E/E2=10-9, ρ/ρ2=10-10。
结构优化的目标模态前三阶频率分别为:285Hz、285Hz和1200Hz。方孔的位置坐标x∈[0.01, 0.89]、y∈[0.01, 0.39], 方孔边长l∈[0.02, 0.08], 单位均为m;孔洞之间干涉约束Δconst=0.02m;材料的体积约束V/V060%。
优化采用ANSYS与MATLAB相结合的方法, 应用ANSYS中循环对称特征结构的专用模态分析方案进行结构分析, 然后利用MATLAB编制的优化程序对结构进行调整优化。当前后5次迭代, 目标函数的变化可以忽略不计时, 我们认为目标函数收敛, 优化迭代过程终止。图5b为内层结构的优化结果, 图5c为优化结果的平面展开图, 从图中可以清晰地看出孔洞的布局。如表1所示, 经过优化迭代, 体积减小到原结构体积的60%, 第一阶频率达到290.65Hz, 相较于原结构减小了9.8%;第二阶频率达到291.35Hz, 相较于原结构减小了9.6%;第三阶频率达到1216.16Hz, 相较于原结构减小了8.8%, 并最终收敛于目标值。优化结果与前三阶目标频率的误差分别为2.03%, 2.23%和1.2%, 满足工程误差要求。
3 结束语
本文针对飞机颤振模型设计中以模态为目标的相似结构优化问题, 在连续体拓扑优化方法基础上, 提出了一种含规则形状孔洞约束的结构频率拓扑优化模型, 并结合基于单元材料特性更改的方法和双向渐进结构法, 提出了一种带规则几何约束的结构拓扑优化方法。 () () 该方法通过单元的删除, 将实体单元改变为承载能力很弱且弹性模量和密度匹配的孔洞单元, 防止了局部模态。双向渐进结构法对初始设计域敏度再分配技术的应用, 使各单元对结构性能的贡献实现了平滑过渡, 有效地抑制了棋盘格式。ANSYS与MATLAB的混合编程提高了优化效率。算例表明, 方法正确和有效, 具有很好的工程应用性。
摘要：飞机颤振模型的结构设计是一个以固有频率为目标、兼具结构相似要求的反求问题。针对拓扑优化方法只能得到不规则孔洞而无法满足模型相似要求的难题, 提出了一种含规则几何约束的结构拓扑优化方法, 并将基于单元材料特性更改的方法与双向渐进结构法相结合, 利用敏度再分配方法, 实现了以频率为目标、具有规则孔洞的结构拓扑优化, 且有效抑制了优化中的棋盘格式和局部模态现象。某飞机机身壁板的优化算例证明, 该方法能设计出具有给定固有频率的结构, 并使之与原机身具有一定的结构相似性。
关键词：拓扑优化,颤振模型,结构相似,双向渐进结构法
参考文献
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