研究
研究
基于多电技术的民用飞机舱门电作动器研究
The Electrical Motor Actuation System Research of Doors in Civil Aircraft
作者: 孙欢庆上海飞机设计研究院 电气部，上海 201210通讯作者. Tel.: 15221977483 E-mail: sunhuanqing@comac.cc孙欢庆（1983- ）男，工程师，硕士。主要研究方向：飞机电气系统研究。Tel：15221977483 E-mail: sunhuanqing@comac.ccElectrical Department, Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, ChinaCorresponding author. Tel. : 15221977483 E-mail: sunhuanqing@comac.cc
Author: SUN Huanqing
关键词：多电技术;民用飞机;电作动器;No-Back;样件试验
Keywords：more electric;civil aircraft;electrical motor actuation;No-Back;sample test
摘要：目前国内多电技术的工程应用较少，基于此，以舱门电作动器为例，分析了其技术要求，从No-Back和软硬件设计技术两方面对设计难点进行了研究，然后对电机组件、齿轮装置、控制组件、控制板、作动器控制算法进行了系统设计，并完成样件试验。结果表明，样件满足设计要求和功能要求。
Abstract：At present the engineer application of more electric is less in China, based on this, the technical requirements were analysed using cargo door electrical actuation as an example. The design difficulties of No-Back and software and hardware were researched, then the system design of motor module, gear equipment, control panel and actuation control arithmetic were introduced. Finally the sample test was finished, and the result indicates that the sample satisfies the design and function requirements.
引用格式：SUN Huanqing. The electrical motor actuation system research of doors in civil aircraft [J].Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):14-18. 孙欢庆. 基于多电技术的民用飞机舱门电作动器研究 [J].航空科学技术，2014,25(11):14-18.
作动器是民用飞机飞行控制的关键部件，用于舵面和舱门运动控制。目前机上主要用到三类作动器：传统的液压作动器、机电作动器（EMA）、以及电液/备份作动器（EHA/EBHA）。随着多电化技术的发展，加上液压系统较难维护等缺点，目前传统的液压作动器正逐步被电作动器取代。
对民用飞机而言，EMA主要优点是去除了液压系统以及相关的泵和管路。目前的一些设计方案中使用EMA，同时出于余度考虑采用了一些其他技术，这种EMA体系结构逐渐得以实现。EMA由一台电动机和用于减速、传递运动和提供适当载荷力矩的齿轮组组成，不需要额外的液压能源。
EHA为自包含系统，同时具有电动系统和液压系统的优点。EHA用电动机驱动液压泵，液压泵产生液压来推动作动筒提供机械作动能量，而液压作动器使用中央液压泵来提供所需要的压力。EHA避开了中央液压供给和分布系统的操作性问题。同时，重量更轻、集成度更高。
B787在扰流板上应用了EMA技术，A350/A380飞机在副翼和方向舵上应用了EHA和EBHA技术，并取消了一套液压系统。可以看出，基于多电技术的电作动技术正获得越来越广泛的应用。
目前，国内多电化技术预研较多，但国内自研的战斗机、运输机、其他类飞机对多电技术的工程化应用很少。本文从舱门电作动器技术的技术要求、技术难点出发，完成电作动器的技术方案设计，并进行了样件试验，具有一定工程应用参考价值。
1 设计需求
舱门电作动器的设计不同于一般的工业电作动器设计，在设计工程中需考虑如下设计需求：
（1）满足民航规章CCAR25R4第783条款的要求，条款中明确要求“所有起动任何门的解锁和解闩的动力源必须在飞行前自动与锁闩和锁定系统断开，并且在飞行中不能给门恢复动力”，这对舱门电作动器的设计提出了安全性指标要求；
（2）满足航空公司的运维要求，航空公司打开关闭舱门的时间要求一般为10～20s，这就要求电作动器的控制系统设计必须考虑快速闭环；
（3）满足系统级要求，电作动器的设计除了需满足正常时候的操作功能外，还需考虑应急情况（如突然断电或作动器卡阻等）的设计要求；
（4）其他设计要求，如电作动器在到达门的关闭位置时需要自动停止，不能挤压门密封圈导致其寿命下降等。
2 设计难点
2.1 No-Back技术
正常舱门操作时，如电作动器突然断电，会使电作动器的电刹车功能失效从而导致门自由关闭，可能伤害附近的操作人员。No-Back技术是为了防止造成这种伤害，关键是在作动器上增加机械保护装置，其原理是利用机械作动筒反向运动时与装置挤压而产生的反向摩擦力将作动器保持在原位置。
机械保护装置的失效概率应小于10-5，这样才能保证电刹车失效和No-Back失效所产生的组合失效概率小于10-9，从而将舱门意外关闭导致人员伤害的概率降到极不可能。这个概率通过设备鉴定试验的结果和系统安全性分析来证明。
2.2 软硬件设计技术
舱门电作动控制系统的关键在于高精度的电机控制算法及其实现，即设计出高可靠性的硬件电路以实现精确的软件算法，并且要抑制转矩脉动和铁损。
舱门电作动器系统的功能框图如图1所示。其设计必须考虑操作电源优化和减少系统重量。这通过将系统设计成位置——速度随动来实现，在低负载位置电机速度较快，而在高负载地区电机速度较慢。这样的设计减小了系统的尖峰电压，获得了更低的能量损失，减小了部件设计的体积。每个开关门的循环开始刹车功能是被激活的，电机以设定的速度运行并且是通过电流环进行控制。
作动器的最大转矩是通过电流限制来实现的，电流限制被设计成在安全余度和设定温度范围内能够保持的最大力矩。电机和控制被设计成提供制动刹车功能来限制电机速度，以防止刹车失效从而使门能够保持原位。
图1 舱门电作动器系统功能框图 Fig.1 Functional diagram of cargo door electrical actuation system
图2 舱门电作动器系统 Fig.2 Cargo door electrical actuation system
图3 齿轮装置 Fig.3 Gear equipment
图4 控制组件框图 Fig.4 Control module diagram
为了能够精确的确定舱门的位置，霍尔传感器和在关闭位置的传感器信号需较为精确的估计门的位置。关闭位置的传感器须采用非接触的接近传感器，当舱门运动到接近关闭位置（约4mm）时，发出作动器停止指令，考虑信号延迟时间，作动器需在舱门关闭位置2mm处停止，因此该部分的信号需要实时性和闭环处理，宜采用直接硬件处理的现场可编程门阵列（FPGA）来完成。
3 系统设计
根据电作动器的设计需求和技术难点分析，完成了电作动器的技术设计方案。舱门电作动器系统采用一体化设计，将控制系统、齿轮箱、滚珠丝杠等集成在一个航线可更换单元（LRU）中。主要组成部件包括：
（1）28V直流无刷电机，集成了刹车、电机通信/位置传感器；
（2）行星齿轮箱能够支持大负载；
（3）具有集成机械保护位的滚珠丝杠；
（4）基于软轴的手动驱动和齿轮装置；
（5）集成电子控制系统；
（6）控制面板。
通过控制控制板上的拨动开关，电作动器能够控制舱门精确打开和关闭，并提供刹车、过流保护和断电保护等功能，并具备断电情况下舱门保持原位的No-Back技术。手动模式是在电动模式失效后，通过控制面板上的手动输入进行手动开启。
电作动器的技术设计方案如图2所示。
3.1 电机组件
电机组件是28V直流无刷电机，包括霍尔传感器脉宽调制（PWM）组件、转子组件、断电机械刹车组件、安装连接点等。电机集成了断电刹车控制来预防电源失效或突然断电对附近人员造成的伤害，系统架构的设计通过主动电机控制设计可以允许电机刹车，电机刹车的设计能够提高系统可靠性和产品寿命。
3.2 齿轮装置
齿轮装置使用正齿轮啮合作为第一级齿轮，使用行星齿轮装置作为第二级齿轮，正齿轮和一个空转轮作为第三级齿轮如图3所示。
3.3 控制组件
控制组件如图4所示，完成如下功能：
(1)电机控制和驱动；
(2)刹车控制和驱动；
(3)DC-DC转换；
(4)电磁干扰（EMI）过滤；
(5)闪电防护；
(6)输入命令过滤；
(7)控制面板照明；
(8)控制器错误状态。
电源组件提供从28V转换的3.3V和1.5V电压用于电路内部控制。控制器接收外部输入的舱门关闭、上拴、上锁、残余压力、打开、关闭和起落架轮载等信号，输出残余压力指示、照明、指示灯控制等信号。
FPGA提供错误状态接口、作动器时序、作动器位置处理、电机速度及转矩控制、电机驱动、刹车控制和自检测功能。电机驱动功能通过电源电子模块驱动作动器电机实现，FPGA提供PWM信号并按合适的时序来驱动场效晶体管(MOSFET)，从而控制电机正确地转向。电机位置反馈通过安装在电机中的霍尔传感器来实现。控制器接受舱门关闭位置传感器信号，而在舱门打开时可不需要这种反馈信号，FPGA通过监控电机运行步数即能确定打开位置。
控制器具备设备自检测功能，以确认控制器和作动器中的错误。上电自检测（PBIT）用于检测起动时的故障，连续自检（CBIT）用以检测从完成自检到控制器断电期间的故障。如果出现不可恢复故障，控制器将起动关断时序并将输出值恢复为默认值。
3.4 控制板
控制板提供舱门控制的拨动开关输入及指示、残余压力指示、错误指示、手动输入等接口，为操作者提供正确的操作指示，以免误操作导致舱门结构损坏或导致人身伤害。
图5 控制板 Fig.5 Control panel
3.5 作动器控制算法
经过FPGA产生5路PWM波，其中3路用于控制电机换相，1路用于斩波，另一路用于再生能耗调节制动电流。三相换相PWM波经驱动电路控制电机的换相，这三路PWM只能用于换相不进行调制，由斩波环节进行调制。电流绕组电流经过求偏、放大、滤波通过A/D转换进入FPGA，经PID调节器控制电流环；同样，斩波电压电流经滤波通过A/D转换也进入FPGA。
直流无刷电机的软件控制流程图如图6所示，主程序应该至少包括6个子程序功能模块：
（1）无刷电机换相VHDL程序代码；
（2）PWM调制VHDL程序代码；
（3）四象限运行（正向电动、反向电动、回馈制动、反接制动）；
（4）转速检测VHDL程序代码；
（5）绕组电流、PARK变换器输出电压检测VHDL程序代码；
（6）PID的VHDL的程序代码。
4 样件试验
4.1 负载数据测量
图6 软件流程图 Fig.6 Software flow diagram
为了获得准确的电机控制率，需要在飞机上进行研发试验来获得作动器每个阶段的负载情况，结合飞机舱门在运行过程中的风载，从数据采集仪得到作动器的负载曲线如图7所示。其中上部的曲线为考虑了风载情况，下部的曲线为正常测量值。
从图7中可以看出，在舱门角度为15˚左右，作动器的负载为0。10˚～100˚这段曲线内负载变化较小，此段作动器的设计转速最快。在门打开的最大位置，作动器负载最大，而在门关闭位置，作动器需要产生拉力从而克服舱门本身的重量。
4.2 装机样件
经过系统的开发制造，最后得到的电作动器试验件如图8所示，装机样机主要用于支持飞机系统地面试验开启关闭舱门试验，不能用于飞行测试。试验样机测试主要完成了以下工作：
(1)舱门关闭打开功能测试；
图7 作动器负载曲线 Fig.7 Actuation load curve
图8 电作动器样件 Fig.8 Electrical actuation sample
(2)舱门关闭打开时间测试；
(3)舱门打开卡滞和手动测试；
(4)舱门打开关闭连续性测试。
经样件测试，作动器的性能参数各方面正常。测试过程中针对不同负载情况对电机速度和控制率进行了调整，特别是对门接近关闭位置的控制算法进行了优化。结果表明，该样件满足了设计要求和功能要求，具备装机进行可靠性测试的条件。
5 结束语
本文从设计要求、技术难点、设计方案、试验测试等方面对舱门电作动器进行了论述，并对方案中的功能、结构、接口等进行了详细介绍。试验结果表明，该电作动器具备在多电飞机上应用的技术基础。
目前国内民机研发正逐步与国际接轨，多电化技术正逐步应用，本文进行的技术探索期望对国内其他飞机设计、多电系统/部件设计产生积极作用。
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民用飞机线束电弧问题研究
Research on the Arc for Harness of Civil Aircraft
作者: 吕明中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，辽宁 沈阳 110000通讯作者. Tel.: 13840340231 E-mail: lv.ming@sacc.com.cn吕明（1986- ）男，学士，工程师。主要研究方向：民用飞机线束布线安装设计。Tel: 13840340231E-mail: lv.ming@sacc.com.cn 刘洋中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，辽宁 沈阳 110000 李鹏昌中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，辽宁 沈阳 110000Research & Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited, Shenyang 110000,ChinaCorresponding author. Tel. : 13840340231 E-mail: lv.ming@sacc.com.cnResearch & Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited, Shenyang 110000,ChinaResearch & Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company Limited, Shenyang 110000,China
Author: LV Ming LIU Yang LI Pengchang
关键词：电气线路互联系统;电弧;安全性;原因;布线安装;防护措施;民用飞机
Keywords：EWIS;arc;safety;reason;wiring installation;protection method;civil aircraft
摘要：描述了电弧的概念、特点、产生机理及危害。从民用飞机电气线路互联系统（EWIS）布线安装设计的角度出发，深入分析了线束电弧产生的主要原因，即导线绝缘层的物理破坏和老化。在借鉴国际通用技术规范和型号研制经验的基础上，针对可能导致电弧产生的因素，提出了具体的电弧防护措施，有助于在布线安装设计初期，最大程度上减小电弧产生的隐患。同时,针对民用飞机设计单位构建线束电弧防护设计体系提出相应建议，为线束设计人员提供参考。
Abstract：Described the arc of the concept, features, mechanism and hazards. From the perspective of commercial aircraft EWIS wiring installation design, analyzed the main reason of arc generating for harness—wire insulation physical damage and aging. Based on the learning from international general technical specification and project researching experience, explained the arc protection method for factors that could cause arcing, it can provide a reference for harness designer and reduce the possibility of arc generating to the maximum extent in the early EWIS wiring installation design. At the same time, put forward three suggestions on how to construct the harness of arc protection design system for aircraft design units.
引用格式：LV Ming, LIU Yang, LI Pengchang. Research on the arc for harness of commercial aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):19-22. 吕明，刘洋，李鹏昌. 民用飞机线束电弧问题研究[J].航空科学技术,2014,25(11):19-22.
大部分电弧的产生是由不合理的布线安装设计所致，能够引起飞机系统故障并导致重大安全事故。作为EWIS设计人员，应在布线安装设计过程中充分考虑线束电弧问题对飞机安全性的影响。因此，了解电弧的概念、产生机理、危害、线束电弧产生的原因以及做好防护措施是十分必要的。
由于国内民用飞机研发设计技术起步较晚，对线束电弧问题等基础性的课题研究相对较少，缺乏相关理论与实验数据，没有形成成熟且完整的线束电弧防护设计体系；与国外相比，在线束电弧的产生原因及防护措施方面，仍有较大差距。本文将从这两方面展开详细分析和阐述，为电气线路互联系统布线安装设计提供一定的参考。
1 概念、产生机理及危害
1.1 概念
电弧是一种气体放电现象，表现为电流通过某些绝缘介质（如空气）所产生的瞬间火花。按电流种类可分为：交流电弧、直流电弧和脉冲电弧。电弧具有能量集中、温度高、亮度大的特点，是一种具有强光和高温的电游离现象。
1.2 产生机理及危害
当两个导体之间的距离一定，并存在电位差时，电场将阴极表面的电子拉出，进入导体之间的间隙成为自由电子。阴极表面发射的电子和导体间隙中原有的少数电子在电场作用下，加速向阳极移动，并积累动能。当具有足够大动能的电子与空气介质的中性质点碰撞时，产生正离子与新的自由电子，导致导体间隙中的电子与正离子大量增加，定向移动形成电流，空气介质绝缘强度急剧下降，间隙被击穿，电流急剧增大，出现光效应和热效应而形成电弧。
民用飞机线束的电弧通常发生在导线之间或导线与金属结构之间，属于并联电弧，所释放出的能量巨大，超过5500℃，可能引起导线绝缘层破裂碳化，形成导电通道，使金属导体过热引发火灾[1]。导线之间发生的电弧，可能使周围的线束或系统零部件损伤，甚至失效；导线与金属结构之间发生的电弧，可能使金属结构烧灼破裂，从而降低金属结构的强度。
2 线束电弧产生原因
民用飞机上线束电弧产生的主要原因是导线绝缘层的物理破坏和老化。能够使导线绝缘层遭到物理破坏的因素包括摩擦、应力以及外来物，影响导线绝缘层老化的因素包括温度、化学侵蚀以及潮湿。
2.1 摩擦
飞机飞行过程中的振动可能会引起线束与线束、线束与机体结构以及线束与系统部件之间的摩擦。长时间的摩擦，会使导线的绝缘层局部厚度变小，甚至使线芯裸露，导致导线绝缘层的绝缘强度降低，甚至失效，容易引起电弧问题。此外，敷设在同一卡箍内的多个线束如果没有适当绑扎，会引起线束间的相对移动，使导线间的绝缘层发生摩擦，尤其是绝缘层材料不同的导线之间由于绝缘层软硬程度不同，可能导致更大的摩擦问题。此外，如果固定线束的卡箍直径偏大也会使线束与卡箍之间产生摩擦。
2.2 应力
线束中导线的绝缘层具有一定的机械强度，能够承受合理范围内的应力，但在布线安装设计过程中一些不合理的设计会使线束承受的应力过大。当导线被过度挤压或拉伸时，导线绝缘层的绝缘参数会发生变化，进而增加引起电弧的可能性。当固定线束的卡箍直径选用过小时，卡箍内的导线彼此挤压，绝缘层会因挤压而变形，局部绝缘层的绝缘强度会降低。一些电弧事故研究结果表明，严重的挤压和磨损是两根导线产生电弧的直接原因[2]。线束的转弯半径过小，同样会使线束承受一定的弯曲应力，可能使线束中导线的绝缘层发生过度变形甚至破坏，容易引起电弧。此外，在容易受到地面维修人员拉拽或脚踏区域的线束，导线的绝缘层可能会因人为应力而损坏。
2.3 外来物
外来物（指可能损伤航空器或系统的某种外来的物质、碎屑或物体，包括金属零件、碎石块等）问题是导致导线的绝缘层遭到物理破坏的重要原因。机上某些系统零部件发生故障时，会产生零部件飞溅，在飞溅影响区域内的线束，导线的绝缘层可能被破坏。货舱中的货物移动时，极有可能碰撞该区域的导线，而使绝缘层造成破坏。在维修飞机的过程中，维修人员在机上钻孔时，金属碎屑可能会残留在线束的附近，在振动的作用下可能切入导线的绝缘层中，增加引起电弧的可能性。
2.4 温度
通常，飞机内部可按温度等级分为低温、中温和高温区。低温区是指温度低于85℃的区域，中温区是指温度大于85℃小于135℃的区域，高温区是指温度大于135℃小于260℃的区域。一般来说应重点考虑高温区布线，长期使线束靠近或接触飞机上高温零部件，会使导线绝缘层的绝缘强度降低。研究显示用于绝缘的高分子有机材料会在长期热作用下发生降解和氧化，使得绝缘材料的电气和机械性能同时劣化，绝缘寿命减少[3]。
2.5 化学侵蚀
化学侵蚀问题主要集中在机上蓄电池和流体管线附近。民用飞机上使用的蓄电池主要是铅酸化学电池，在蓄电池附近会产生酸性烟雾，对线束中的导线绝缘层会产生化学侵蚀的影响，从而降低绝缘层的绝缘强度。对于流体管线附件的线束，意外泄漏的液体会污染或侵泡导线的绝缘层，使得绝缘强度降低，尤其在流体管线的接合处等最有可能发生液体泄漏的位置，化学侵蚀问题将更加突出。
2.6 潮湿
潮湿问题也是影响导线绝缘层老化的重要因素。飞机舱底中心线两侧附近是容易积聚液体的区域，该区域的线束面临比较严重的潮湿问题，机轮舱和机翼前后缘等暴露区的线束常常受到雨淋环境的影响。长期使导线的绝缘层暴露在潮湿的环境中，会使导线的绝缘层加速老化。此外，由于导线之间的间隙中存有湿度比较大的空气，空气绝缘强度较低，更易产生电弧。
3 线束电弧防护措施
布线安装设计时应对导致导线绝缘层物理破坏和老化的因素引起足够的重视，并采取相应的电弧防护措施，将这些因素引起电弧的可能性降到最低。下面从布线安装设计角度阐述具体的电弧防护措施。
3.1 物理隔离
为防止线束中导线绝缘层擦伤，避免线束中导线与机体结构、系统部件之间产生电弧，布线安装设计时必须保证线束与机体结构、系统部件之间具有足够的物理隔离距离，使潜在的摩擦损伤降到最小。线束与机体结构之间应保持最小10mm的间距，如图1所示；与飞控系统的运动部件应保持最小50mm距离，如图2所示。
图1 线束与机体结构之间最小隔离距离 Fig.1 The minimum distance between harness and structure
图2 线束与飞控运动部件之间最小隔离距离 Fig.2 The minimum distance between harness and flight control moveable components
对于敷设在高温区域的线束，布线安装设计时除了必须选择耐高温导线以外，还应远离高温设备或管线，防止导线的绝缘层因受热而加速老化[4]。线束横跨高温管线或设备时，应保持最小25mm的物理距离；线束与高温设备或管线平行敷设距离超过75mm时，应保持最小的物理距离是50mm，如图3所示。对于阳光下或人造光源辐射引起的热效应，也应在布线安装设计时加以考虑。
图3 线束与高温管线之间最小敷设距离 Fig.3 The minimum distance between harness and high-temperature lines
易发生液体泄漏的流体管线附近区域，线束应敷设在流体管线之上，以防止意外泄漏的液体污染或浸泡导线的绝缘层，尤其在流体管线的接合处，若无法避免，布线应与管线成一夹角从其下方穿过，而不能与流体管线平行敷设。
在飞机舱底等潮湿问题比较严重的区域，除了必须连接到该区域设备（如天线等）的线束外，舱底中心线两侧150mm范围内不得布置其他线束[5]。
3.2 物理防护
在可能遭受机上系统零部件飞溅或机外物体撞击的区域，应在布线安装设计时评估离散源对线束敷设的影响。尽量避开可能会受到故障零部件飞溅的区域敷设线束，必要时可对线束加以额外的物理防护，将线束被破坏的可能性降到最低。例如，在机轮舱区域的线束不但受到轮胎及轮毂爆裂的威胁，同时小飞机起降时来自机场的泥沙等也会对线束产生一定的损伤，如果不对此区域的线束加以额外的保护，导线的绝缘层很容易破损；货舱中的货物移动时也可能造成导线绝缘层的破损，在货舱区域的线束必须使用机械防护装置。
为避免潮湿环境对导线的绝缘层的影响，布置在舱底中心线附近的线束应进行防潮湿密封保护，机轮舱和机翼前后缘的线束应使用合适的导管或套管保护线束。
不能在蓄电池等容易受到化学侵蚀的区域附近敷设线束；对于与连接在蓄电池上的线束，应对其提供额外的保护套。
3.3 组件选型
在导线选型过程中，应尽量使相同敷设路径的导线绝缘层材料一致，并将线束适当绑扎，避免绝缘层软硬程度不同引起的摩擦问题。安装在舱底的导线绝缘层应是耐潮湿类型，有一些导线绝缘层的材料易水解，如芳香聚酰亚胺，应在严重潮湿的区域限制使用。布线安装设计时重点考虑高温环境对导线绝缘层老化的影响，导线选型时必须选择耐高温导线。
用于固定线束的卡箍选型时应选择适合于线束直径的卡箍。卡箍直径过小，会使导线绝缘层承受过度挤压应力；卡箍直径过大，会引起线束与卡箍之间的摩擦。
3.4 应力释放
相邻的两个卡箍之间的线束应当具有适当的松弛，不应使线束处于拉紧状态，以保证导线的绝缘层的绝缘强度不发生改变。此外，线束不应敷设在容易受到地面维修人员拉拽或脚踏的地方，以减少人为应力对导线绝缘层的损坏。
为减少弯曲应力对导线绝缘层的损害，线束敷设安装设时应满足最小弯曲半径要求。线芯为铜质导线时，最小弯曲半径应为该线束中最大直径导线或电缆外径的10倍；对于铝制导线，最小弯曲半径应为该线束中最大直径导线或电缆外径的12倍。
4 构建线束电弧防护设计体系的建议
构建一套完整且行之有效的线束电弧防护设计体系，单靠民用飞机设计单位是不够的，还需要航空公司的长期支持。由于飞机在投入运营之初，机上线束可能不会产生电弧，随着飞机服役年限的增长，有一些潜在的电弧问题就会逐渐暴露出来，本文对构建线束电弧防护设计体系提出以下三点建议：
（1）民用飞机设计单位应编制线束电弧防护设计规范，作为线束电弧防护设计依据；
（2）民用飞机设计单位应建立线束电弧研究实验室，或与相关专业机构展开合作，模拟飞机上线束产生电弧的条件和现象，并且能够为线束电弧防护设计规范的编制提供实验数据；
（3）飞机在航空公司运营过程中，机上线束可能会产生电弧，若是因为设计不合理所致，应将这一问题反馈到飞机设计单位，以使设计单位进一步完善线束电弧实验方法和防护设计规范。
5 结束语
本文深入分析了民用飞机线束产生电弧的主要原因—导线绝缘层的物理破坏和老化，并阐述了针对该因素所应采用的电弧防护措施，可将线束中导线产生电弧的可能性降到最低，针对构建线束电弧防护设计体系提出了相应建议，对EWIS布线安装设计具有一定的指导意义。
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民用飞机燃油箱布线研究
Research of Civil Aircraft Fuel Tank Wiring
作者: 杨春磊上海飞机设计研究院，上海 201210通讯作者. Tel.: 021-20864817 E-mail: yangchunlei@comac.cc杨春磊（1986- ）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：民用飞机电气线路互联系统(EWIS)设计与适航验证。Tel：021-20864817 E-mail：yangchunlei@comac.ccShanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, ChinaCorresponding author. Tel. : 021-20864817 E-mail: yangchunlei@comac.cc
Author: YANG Chunlei
关键词：民用飞机;电气线路互联系统;燃油箱;点火源防护
Keywords：civil aircraft;EWIS;fuel tank;ignition source prevention
摘要：对民用飞机燃油箱常见的电火花和电弧、细丝加热、摩擦火花和热表面点燃四种点火源进行了介绍，分析了与电缆敷设相关的点火源，总结了可能降低燃油箱安全性的燃油泵布线、燃油量指示系统布线和电气馈电线布线的设计特征，提出了燃油箱布线的基本原则。分别从线路敷设、线路隔离、瞬态抑制装置的使用等方面提出了最小化点火源的可接受布线设计方法，为飞机燃油箱的布线设计和安全性分析提供了指导。
Abstract：The four ignition sources, which are electrical arcs and sparks, filament heating, friction sparks, and hot surface ignition or auto-ignition, of civil aircraft fuel tank were introduced. The ignition sources related to EWIS were analyzed. The design features of EWIS resulting in degradation of fuel tank safety, which are fuel pump wiring, intrinsically safe wiring and higher energy wiring, were summarized. Basic rules of EWIS routing were raised. The accepted EWIS design practices for minimizing ignition sources were provided in the aspect of EWIS routing, EWIS separation and utilization of transient suppressor can give suggestions for EWIS design in fuel tank.
引用格式：YANG Chunlei. Research of civil aircraft fuel tank wiring[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):23-26. 杨春磊. 民用飞机燃油箱布线研究[J].航空科学技术,2014,25(11):23-26.
燃油箱爆炸是航空安全的主要威胁之一。FAA于2001年4月18日发布了FAR25部第102号修正案，将FAR25.981更名为“燃油箱点燃防护”。这份新的点火源防护标准要求对燃油箱系统进行安全性评估，需要考虑单点失效和可能失效的组合，这对民用飞机的燃油箱布线提出了新的要求。对燃油箱的点火源进行分析，采用降低燃油箱点火源的布线实践措施，是保证飞机安全和飞机适航的重要课题。
1. 燃油箱点火源分析
1.1 燃油蒸气点火源
据AC25.981-1C，主要存在四种现象会导致飞机燃油箱的燃油蒸气点燃，分别为电弧和电火花、细丝加热、摩擦火花、热表面点燃和自燃。
油箱的点燃条件会随燃油箱内的压力和温度而变化，还会受油箱内燃油摇晃和喷溅的影响。由于预测燃油箱可燃性和消除可燃蒸气都很困难，适航当局总会假定飞机燃油箱内一直存在可燃油气混合体，并要求不能有点火源存在。
（1）电火花和电弧
实验室试验表明，电火花点燃碳氢燃油蒸气至少需要200μJ的能量。因此对于能将电能引入燃油箱的电子电气系统，例如燃油油量指示系统，它们不论是正常操作还是失效情况下，在燃油箱内产生的任何电弧或者电火花能量都要小于200μJ。
由环境因素如闪电引起的电瞬变，由于其电位会在燃油箱内产生电火花和电弧，因此应被严格限制，要求其电火花和电弧的能量小于200μJ。
（2）细丝加热
测试和分析表明，当在一小块钢丝棉上加上大约100mA均方根值的电流时，就可以点燃可燃混合气。因此，对于能将电能引入燃油箱的电子电气系统，如燃油量指示系统，要严格限制引入燃油箱的电流。
对于能将电能引入燃油箱的电子电气系统，稳态电流固有安全的设计限制为最大25mA均方根值。失效情况下应限制在50mA均方根值，闪电引起的瞬间峰值电流应限制在125mA内。
（3）摩擦火花
运营经验表明，泵进口单向阀、诱导轮、螺母、螺栓、铆钉、紧固件、保险丝、空心定位销、开口销，钻屑和制造残屑等，可能进入油泵并和叶轮接触，导致在泵中静止或转动的部件上形成金属沉积物。这种情况会导致摩擦火花，从而产生点火源。
（4）热表面点燃
经试验表明，表面温度处于燃油和空气混合物自燃温度50℃以内的流体可认为是点火源。运输类飞机所批准使用的各类燃油有不同的易燃特性，也就具有不同的热表面点燃最低温度。
1.2 与电缆敷设相关的点火源
电缆在燃油箱区域的布置，会对飞机燃油箱的安全性产生影响，主要存在两个风险。其一是由于细丝加热或电弧，超出燃油箱的最高许可表面温度，发生热表面点燃；其二是由于电弧或短路产生足够的能量，点燃燃油箱的可燃气体。
针对细丝加热或电弧导致热表面点燃的风险，根据实验结论，应控制引入燃油箱的电流值严格小于25mA，同时将大电流的电缆远离燃油箱敷设，避免产生电缆与油箱壁板间的电弧，导致油箱结构温度升高，产生点火源。针对电弧或短路产生点火源的风险，应根据测试结论，避免在油箱内产生200μJ以上的能量。这为电缆的敷设原则的设定提供了理论基础。
2 降低燃油箱安全性的布线设计特征
通过总结飞机的运营经验，发现飞机电缆敷设的一些设计特征会降低飞机燃油箱系统的安全特性。飞机燃油泵线路，在油箱内敷设的燃油量指示系统线路和电流值较大的电气馈电线路是其中特别需要关注的，在飞机电缆的布线设计中应尽量避免发生下面列举的设计特征。
2.1 燃油泵线路
燃油泵作为燃油箱系统的一个重要部件，其连接器和电缆会对燃油箱的安全性产生影响，以下问题会降低燃油箱的安全性：
（1）飞机的燃油泵线路安装在燃油箱内的金属导管里，这可能造成导线的特氟隆套管和绝缘层的磨损，从而使导线电弧通过导管引到燃油箱的燃油蒸气空间中。
（2）在邻近燃油箱外表面敷设的导线，其绝缘层损伤也会导致与金属燃油箱表面发生电弧，点燃燃油箱内的燃油。
（3）燃油泵连接器可能会发生弯针或者腐蚀，这会导致电气连接器内部在连接点处发生电弧。
（4）发生燃油泄漏，随后由于燃油泵马达内电气连接器的腐蚀引起通过连接器壳体产生电弧，从而导致燃油箱外部发生火灾。
（5）在连接器设计中选择了不合适的绝缘材料，这些材料在接触到用于冷却和润滑燃油泵马达的油料后会产生退化。
2.2 燃油量指示系统线路
燃油量指示系统线路需要连接到油箱内部的燃油系统传感器，通常要进入油箱内部敷设。该线路直接与燃油蒸气接触，以下问题会降低燃油箱的安全性：
（1）导线绝缘层材料的退化(破裂)。
（2）燃油箱内，在电气连接器上导体(银、铜或镉)或半导体的堆积。
（3）燃油量指示系统线路与结构间或与其他线路间隔离不足，引起的线路磨损。
（4）没有屏蔽的燃油量指示系统导线与高电压导线布置在同一个线束中，可能造成短路故障，或使燃油量指示系统导线感应引入超过固有安全水平的电流。
（5）燃油量指示系统布线没有遵守飞机制造商的标准布线要求，例如以小于要求的弯曲半径进行导线回折，多重死接头相互紧挨布置等。
2.3 电气馈电线路
发电机的馈电线中电流较大，如果靠近燃油系统敷设，可能产生以下问题：
（1）电气馈电线对燃油管路的电弧会引起燃油箱附近着火。
（2）电气馈电线铝制导管的电弧，会引起金属熔化滴落到燃油管路上造成燃油泄露。
3 燃油箱区域布线方法
通过分析与电缆敷设相关的点火源，为布线设计提供了理论基础。在飞机运营中发现的降低飞机安全性的布线特征，为布线设计提供了教训。
本节提出了为实现设计目标，避免在燃油箱内产生点火源应采取的布线方法。这些布线方法是试验分析结论的实践，也是工程设计和飞机运营经验的总结。
3.1 基本原则
除非在别无选择的情况下，布线不应穿过燃油箱敷设。如果不属于燃油控制和管理的布线必须穿燃油箱敷设时，应设置干燥的可接近通道或管路以排除布线绝缘与燃油的接触。通道或管路的尺寸应便于不拆卸燃油箱就能拆修布线，并应具有防电接触的氟塑料内衬。
3.2 线路敷设
针对上一节中提到可降低燃油箱安全性的设计特性，提出了下列推荐的线路敷设方法，以提高燃油箱安全性，满足适航要求。
（1）燃油泵供电线路敷设
燃油泵的供电线路应尽量布置于油箱外，以保证供电线路失效不会在燃油箱内产生热点或使电弧进入燃油箱，产生点火源。当燃油泵供电线路位于油箱外时，也应远离油箱壁板，这样可以消除电弧直接进入油箱或加热油箱表面的可能性，在必要的情况下，应当安装电路保护装置。
如果线路被敷设在燃油箱内的金属导管里，应采取冗余的保护方式，以避免线路产生的电弧穿透导管进入燃油箱。为实现这一目的，一个可行方案是对线路加护套。由于多层护套也可能被磨穿，因此仅采用多层护套的方法是不可靠的，需要采取另外相对独立的措施，例如采用适配度检验（GFI）或电弧故障断路器。
（2）固有安全线路的敷设
当别无选择时，从事燃油管理和控制系统工作的布线可以在油箱内部敷设。这些线缆必须是固有安全线路，导线必须有适应燃油和燃油蒸气的绝缘系统。用于燃油箱内的卡箍和布线器件也应适应燃油和燃油蒸气。在燃油箱内可能松脱并堵塞油滤的绑带、扎线、卡带或其他物件不得用于油箱内部布线。
固有安全线路是指无论在正常的操作条件下，可预期发生的失效条件下，和可能在燃油箱内引发点火源的环境下，均不会释放足够的电能或热能在油箱内产生点火源的线路。
这要求不论是正常操作还是失效情况下，在线路中产生的任何电弧或者电火花能量都要小于200mA。为避免细丝加热产生点火源，要严格限制线路中的电流值不超过25mA均方根。失效情况下不超过50mA均方根，闪电引起的瞬间峰值电流不超过125mA。
布线中，应对固有安全线路加以屏蔽保护以使其免遭闪电、高强度辐射场以及其他电磁干扰的影响。
（3）高能量线路的敷设
高能量线路不应该敷设在燃油箱内的金属导管内或邻近燃油箱表面，这是由于破损、不适当的维护或其他失效、磨损将导致线路对导管或燃油箱表面发生电弧，继而在燃油箱内产生点火源。
如果使用了金属或其他可导电的管路材料，应结合线路保护特性或其他特性，以避免在燃油箱内产生点火源，如双重导管、厚壁导管、快速接地故障阻断器等。
通过安装在燃油箱内金属导管敷设的电气导线，在线路上仅使用保护套管不足以表明设计的安全性。如果绝缘层发生磨损、开裂、断开或具有较低的介电强度，这些状况会造成断续或持续的电弧，却不能消耗足够的电能使电路保护装置断开，这将使导管表面温度升高，形成点火源。对于这种失效状态，可通过采用电弧故障断路器和接地故障阻断器等电路保护装置来提供失效-安全特性。
3.3 线路隔离
燃油箱的固有安全线路应进行保护，以免受由闪电或电源系统转换瞬变、邻近其他飞机线路产生的电磁干扰引起的感应电流的影响。此外，电线绝缘层损坏后，假如与其他非固有安全的导线导体相接触，也可能导致有害的电能进入燃油箱。
特别是在线束着火后，有可能会使非固有安全导线暴露、破裂，并且损害物理邻近的固有安全导线的绝缘层。破损导线可能仍具有电能并可能和损伤的固有安全导线的导体相接触，在固有安全导线中引入超出固有安全水平的能量。
因此，必须要确定一个最小的物理间隔距离。此外还要考虑：
（1）固有安全线路和邻近高能导线敷设路径设置支架的数量、类型、防火特性和位置。
（2）由线束制造误差和其他线束制造差异导致的导线最大松弛量。
（3）在固有安全燃油系统线路和邻近线路安装中可能存在的不确定因素，包括导线支架的位置、遗漏以及导线的可能松弛量。
（4）可预期的工作环境，包括可能发生偏差或相对运动量、导线支架或其他能保持物理隔离的方法失效及导线断裂的影响。
（5）线束着火影响。
（6）飞机制造商标准导线操作手册以及持续适航说明中定义的维修实践。
（7）可能的电磁干扰、高强度辐射场或感应闪电的影响等。
隔离是依靠物理的间隔、挡板或其他方法，达到减轻单线束或可扩散至2个到多个线束失效的危害，或达到减轻在电气线束和机械系统之间损坏的目的。
足够的隔离距离是优选的方法，当客观条件不允许采用距离隔离时，也可以采用能够表明与隔离距离所取得效果的所有特性都等效的其他物理隔离方法。
3.4 瞬态抑制装置的使用
图1 油量指示系统线路中使用瞬态抑制装置 Fig.1 Transient suppression in fuel indication system wiring
瞬态抑制装置是一种高效能的保护器件，当两极受到反向瞬态高能量冲击时，能以10-12s量级的速度，将其两极间的高阻抗变为低阻抗，吸收高达数千瓦的浪涌功率，使两极间的电压箝位在一个预定值。
在靠近导线进入燃油箱处的电路中安装瞬态抑制设备，是一个对进入燃油箱内的电路提供保护的方法。它可以避免过高的电流或电压进入到油箱内部，产生点火源。当使用瞬态抑制设备时，需要保证瞬态抑制设备能同时对电压和电流进行抑制。
4 总结
飞机的电气线路互联系统是一个高度复杂和综合的系统，美国联邦航空局已经将其作为一个新的系统予以要求。飞机燃油箱的防爆性能，是关系到飞机安全性和体现飞机设计水平的关键技术之一。研究燃油箱的布线设计是一项十分重要的工作。
本文通过分析和总结现有的民用飞机燃油箱布线经验，对燃油箱内的点火源进行了分析，并指出了与电缆敷设相关的点火源情况，列举可能降低燃油箱安全性的布线设计特征，并总结提出了燃油箱布线应遵守的规则，分别从线路敷设的原则和线路之间的隔离设置两个方面进行了阐述，最后提出了瞬态抑制装置在燃油箱点火源防护方面的应用。本文对飞机燃油箱的布线设计和安全线分析具有指导作用。
参考文献
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LEI Yansheng, WANG Shu. Research of aircraft fuel tank explosion prevention technique basing on FAA airworthiness requirement[J]. Civil Aircraft Design and Research, 2011,(3): 23-27.(in Chinese)
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民用飞机接线模块选用研究
Selection of Junction Modules on Civil Aircraft
作者: 陈俊上海飞机设计研究院，上海 201210通讯作者. Tel.: 021-20864833 E-mail: jchenpu@sina.com陈俊（1987- ）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：民用飞机电气线路互联系统（EWIS）设计。Tel：021-20864833E-mail：jchenpu@sina.comShanghai Aircraft Design And Research Institute, Shanghai 201210, ChinaCorresponding author. Tel. : 021-20864833 E-mail: jchenpu@sina.com
Author: CHEN Jun
关键词：民用飞机;接线模块;电气设计;电气元器件
Keywords：civil aircraft;junction module;electric design;electrical component
摘要：接线模块是民用飞机上最重要的电器元件之一，选择合适的接线模块至关重要。本文对接线模块的分类进行了介绍，对民用飞机接线模块的选用要求进行了分析。在此基础上，针对MIL-T-81714系列Ⅱ的复合材料接线模块，对4种不同类型的接线模块选用步骤、方法进行了分析研究。
Abstract：Junction module is one of the most important electrical components on civil aircraft, select the appropriate Junction module is of great important. This paper introduced the types of junction module , analyzed the selection requirements of junction modules on civil aircraft. Based on this, specific to MIL-T-81714 series composite junction module, investigated the selection process and method of 4 type of Junction module.
引用格式：CHEN Jun. Selection of junction modules on civil aircraft [J].Aeronautical Science & Technology, 2014, 25(11):27-30. 陈俊. 民用飞机接线模块选用研究 [J].航空科学技术，2014,25(11):27-30.
接线模块是集插座和接线柱功能于一体的多线集中或分散的插座式通用接线器件。所谓多线集中，即将多根导线汇集在一起，每根导线接一个接触件，而这些接触件又通过内部金属件连接在一起，再通过其中一个接触件引出形成连续电路；所谓分散，即进一出二或更多，也就是一个接触件输入与多个接触件内部相接引出形成连续电路。接线模块接线标识用线圈起来的接点在模块内部是连接在一起的。接线模块具有接线量大、连接简单快速、引线统一捆扎、线路维护检查方便等优点[1]。
随着民用飞机性能的日益提高，机载电子电气设备大大增加[2]。电子电气设备的增加导致机上线路越来越多，越来越复杂，为实现机上信号转接或分流、配电、提供多路接地其他特定功能，接线模块在民用飞机上使用量越来越大。如何选用合适的接线模块，达到降低故障率、减轻重量、节省空间的目的，成为迫切需要解决的问题。本文针对该问题，对民用飞机接线模块的选用进行了分析研究。
1 接线模块分类
接线模块按功能不同可分为反馈模块、配电模块、接地模块、电子模块等。
1.1 反馈模块（Feedback Module）
反馈模块的作用类似端子排，用于导线转接或信号分流，一个模块配一种尺寸号的接触件，其模块上同一线框内的接触件在内部连接到一个铜排，接入反馈模块的所有导线都在模块的同一侧。反馈模块原理如图1所示。
图1 反馈模块原理图 Fig.1 Schematic diagram of Feedback Module
1.2 配电模块（Distribution Module）
配电模块的作用类似汇流条，一个模块配二种或两种以上尺寸号的接触件，模块上同一线框内的接触件在内部连接到一个铜排上。配电模块原理如图2所示。
图2 配电模块原理图 Fig.2 Schematic diagram of Distribution Module
1.3 接地模块（Grounding Module）
接地模块的作用是提供多路接地，为接地线提供公共的接地点，根据接地模块安装形式可分为法兰安装形式的接地模块和螺栓安装形式的接地模块。接地模块原理如图3所示。
1.4 电子模块（Electronic Module）
电子模块是电子元件和接线模块的组合。电子模块中可以包含电阻、二极管、整流管等各种类型的电子元件。
图3 接地模块原理图 Fig.3 Schematic diagram of Grounding Module
2 民用飞机接线模块选用要求
由于民用飞机电气系统线路愈来愈复杂，所使用的通用电气元器件数量剧烈增加，由其失效或故障所导致的系统故障也愈来愈多。某机种1979年全年总故障数为3784次，其中电气故障为2081次，占总故障数的55％，而通用电气元器件失效或故障所引起的电气故障占电气总故障数的一半以上。此外，由于通用电气元器件的数量巨大，其重量、体积亦不可忽视[1]。因此，作为最常用的电气通用元器件之一，电气系统设计时如何选择接线模块至关重要，在选择时首先必须遵循以下基本原则：
（1）所采用的接线模块必须是设计定型以上产品；
（2）所采用的接线模块必须能够完成全部预定功能；
（3）所采用的接线模块必须能够满足整个电气系统的可靠性指标；
（4）所采用的接线模块通用或专用技术规范中有关环境条款，如地理、气候、机械、电磁环境，必须包容预定设计民用飞机的环境技术规范相应规定；
（5）所采用的接线模块必须是符合相应规范的合格产品；
（6）所采用的接线模块品种要尽量少；
（7）所采用的接线模块尽量选具有可靠性指标的；
（8）所采用的接线模块体积应尽量小，重量应尽量轻。
3 接线模块选用步骤及结果
表1 MIL-C-39029/22标准接触件信息 Table1 The contact information of MIL-C-39029/22
本文选用符合MIL-T-81714系列Ⅱ的复合材料接线模块，该系列接线模块具有可靠性高、重量轻等优点，并广泛应用于波音和空中客车集团的各系列飞机中。MIL-T-81714系列Ⅱ的复合材料接线模块的工作温度为－65℃～200℃，适用于低振环境。与该系列接线模块配套的接触件符合MIL-C-39029/22标准，接触件与最大电流、导线线规、封线体的密封范围的关系如表1所示。
确定选用MIL-T-81714系列Ⅱ的复合材料接线模块后，首先根据电路需要实现的功能确定选用接线模块的类型：要实现信号分流或采集，选用反馈模块；要提供接地点，选用接地模块；要实现电流功率分配，选用配电模块；要实现信号或处理，选用电子模块。确定接线模块种类后，再根据所要实现的功能及导线数量、线规等确定接线模块型号，具体内容包括：
（1）MIL-T-81714/60系列接线模块为反馈模块，选用时根据需要连接的导线线规确定选用的接触件尺寸，并根据接触件尺寸确定接线模块的孔位尺寸号；然后统计接触件数量及相互之间的连接关系，确定接线模块的孔位排列号。反馈模块零件号定义如图4所示，所选用的反馈模块孔位排列如图5～图7所示。
图4 反馈模块零件号定义 Fig.4 The definition of Feedback Module
图5 22号反馈模块孔位排列图 Fig.5 The bussing designator of Feedback Module 22
图6 20号反馈模块孔位排列图 Fig.6 The bussing designator of Feedback Module 20
图7 16号反馈模块孔位排列图 Fig.7 The bussing designator of Feedback Module 16
（2）M81714/61系列接线模块为配电模块，选用时需综合考虑电路功能、电流大小，连接导线数量等因素。配电模块零件号定义如图8所示，所选用的配电模块孔位排列如图9所示。
图8 配电模块零件号定义 Fig.8 The definition of Distribution Module
图9 配电模块孔位排列图 Fig.9 The bussing designator of Distribution Module
（3）MIL-T-81714/63系列接线模块为接地模块，首先确认安装方式为法兰安装或螺钉安装，由于法兰安装形式的接地模块安装更稳定，接地效果好于螺钉式安装接地模块，因此在选用接地模块时，优先选用法兰安装式接地模块，只有在安装位置受限制时，才考虑使用螺栓安装形式的接地模块。再根据需要连接的导线线规确定选用的接触件尺寸，并根据接触件尺寸确定接线模块的孔位尺寸号。接地模块零件号定义如图10所示，所选用的接地模块孔位排列如图11所示。
图10 接地模块零件号定义 Fig.10 The definition of Grounding Module
图11 接地模块孔位排列图 Fig.11 The bussing designator of Distribution Module
（4）选用电子模块时，应先根据导线选用的接触件尺寸及模块功能（电阻、电容、二极管等）选择合适的连接类型。电子模块零件号定义如图12所示，所选用的电子模块孔位排列如图13所示。
图12 电子模块零件号定义 Fig.12 The definition of Electronic Module
图13 电子模块孔位排列图 Fig.13 The bussing designator of Electronic Module
4 结论
本文根据民用飞机接线模块的选用要求和选用步骤，选择了13种MIL-T-81714/60系列反馈模块，4种M81714/ 61系列配电模块，3种M81714/62系列电子模块，4种MIL-T-81714 /63系列接地模块，上述所选模块能满足某型号民用飞机对接线模块的功能及环境要求。
参考文献
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飞机稳态尾旋平衡点的综合求解方法研究
Comprehensive Method Research of Airplane Steady Spin Equilibrium
作者: 齐万涛中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.: 18729341209 E-mail: nuaaqwt@163.com齐万涛（1985- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞行操稳设计。Tel：18729341209E-mail: nuaaqwt@163.com 吕新波中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089吕新波 男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞行操稳设计。 赵一飞中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089赵一飞 男，硕士，工程师。主要研究方向：飞行操稳设计。AVIC The First Aircraft Design Institution, Xi’an 710089, ChinaCorresponding author. Tel. : 18729341209 E-mail: nuaaqwt@163.comAVIC The First Aircraft Design Institution, Xi’an 710089, ChinaAVIC The First Aircraft Design Institution, Xi’an 710089, China
Author: QI Wantao LV Xinbo ZHAO Yifei
关键词：尾旋;稳态;平衡点;旋转天平;作图法;数值求解法
Keywords：spin; steady;equilibrium;rotary balance;graphing method;numerical method
摘要：为求解飞机稳态尾旋平衡点，推导了飞机稳态尾旋的动力学方程，并针对该方程给出了三种求解方法：作图法、数值求解法以及在前两种方法的基础上所提出的一种综合求解方法。综合求解方法首先使用作图法得出方程的所有近似解，并用稳态尾旋判据判断解是否为稳定解，然后将稳定近似解作为数值求解法的初值进行精确求解。运用综合求解方法对算例飞机进行了稳态尾旋平衡点的计算，算法收敛迅速，结果精确，表明该方法具有很好的工程应用价值。
Abstract：The dynamical equations of the airplane steady spin were deduced. For solving the equations, three techniques were given. They are graphing method, numerical method and comprehensive method, which is based on the two forementioned techniques. To use the integrative technique, the graphing method was used first to get all the approximate solutions which were fulfill the steady spin criterion. Next the numerical method was used with the approximate solutions as initial values to get more precise solutions. Using the comprehensive method, the steady spin solutions of a plane was found. The arithmetic was converged quickly, the solution was precise and all these indicate that this technique is of great value in practice.
引用格式：QI Wantao,LV Xinbo,ZHAO Yifei. Comprehensive method research of airplane steady spin equilibrium [J].Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):31-34. 齐万涛，吕新波，赵一飞.飞机稳态尾旋平衡点的综合求解方法研究 [J].航空科学技术，2014,25(11):31-34.
飞机发生偏离后，大多数情况下，都会进入尾旋[1]。航空技术发展至今，尾旋一直被认为是一种严重危及安全的飞行状态[2]。如果掌握了飞机的稳态尾旋平衡点特性，就能获得飞机的稳态尾旋特性和改出尾旋的能力。六自由度仿真能获得飞机失速/尾旋的整个动态时间历程，但其结果和初始条件密切相关，并且需要大量的风洞试验数据，例如大迎角静态测力试验数据、大迎角动导数试验数据和旋转天平试验数据。另外，在动导数试验数据和旋转天平试验数据的综合使用上还存在一定的问题[3]。仅使用旋转天平试验数据的稳态尾旋平衡点的计算就变得格外有意义。
对稳态尾旋平衡点的计算，既可以用作图法，也可用数值求解法。作图法直观明了，能找出在大迎角范围内的所有解，并且可以根据稳定尾旋判据方便的判断解是否为稳定解[4]，但由于作图时点数的限制，其解一般为近似解。数值求解法能快速地得到精确解，但其对初值要求较高，初值选取的不好，可能会导致算法不收敛从而导致求解失败，有时也会遗漏解。
本文在作图法和数值求解法的基础上，提出了一种飞机稳态尾旋平衡点的综合计算方法，并将该方法用于某算例飞机。该方法兼具作图法和数值求解法的长处，具有很好的工程应用价值。
1 稳态尾旋动力学方程
飞机处于稳态尾旋时，飞机沿半径为RS的螺旋线垂直下降，螺旋线的轴为尾旋轴，沿该轴的速度分量为V，角速度为Ω，飞机已建立了力和力矩的平衡，飞机的运动参数为常值。根据这一特点，可画出稳态尾旋时飞机的受力状态和运动轨迹示意图，见图1，并可作出如下假设：飞机的阻力等于重力，飞机的升力等于离心力，飞机侧力为零。
图1 稳态尾旋飞机受力和运动轨迹图 Fig.1 Force and motion trail of airplane steady spin
基于以上稳态尾旋假设，可得出稳态尾旋中力平衡方程为：
在尾旋中，发动机常处于空转状态，发动机推力产生的力矩和陀螺力矩很小，可以忽略不计，基于文献[5]，并考虑到大多数飞机具有对称面，Ixy=Iyz=0，故绕机体轴的力矩平衡方程可转化为：
式中，角速度p,q,r是尾旋总角速度Ω的函数，它们之间的关系可由以下式子表示：
其中，α、β分别为飞机迎角和侧滑角，σ是飞行轨迹和尾旋轴之间的夹角，可用下式表示：
将式（6）～式（8）代入式（3）～式（5），可得出适于作图法的表达式如下：
其中，λ为无量纲旋转角速度：
为了计算方便，通过式（2）求出RS并代入式（9），将σ表示为升力系数CL和λ的函数。于是，式（9）可转换为：
旋转天平试验获得的是飞机在稳态尾旋条件下的气动力和力矩，它们是λ,α,β和操纵面偏度的函数。在给定操纵面偏度的情况下，就可获得式（10）～式（12）的左端项，即气动力矩项，它们是λ,α,β的函数。式（10）～式（12）右端项为惯性力矩项，它们同样为λ,α,β的函数。所以，在给定操纵面偏度下，可以利用这三个方程解出飞机在稳态尾旋条件下的三个未知数λ,α,β。将求得的λ,α,β代入式（1）和式（2），可以求得尾旋下降速度V和尾旋半径RS。
2 求解方法
为求出式（10）～式（12）的解，给出了三种求解方法，如下所述。
2.1 作图法
进行Matlab编程，并使用人机对话方式进行稳态尾旋平衡点的计算，求解过程如下:
（1）作出俯仰力矩平衡关系曲线。以α,β作为参变量，以λ作为自变量，按式（11）计算出满足俯仰力矩平衡条件下的气动力矩系数和惯性力矩系数。取出各个迎角下气动力矩系数和惯性力矩系数曲线的交点，最后形成以β作为参变量的α 对λ的平衡关系曲线。
（2）作出滚转力矩平衡关系曲线。以步骤（1）所形成的平衡关系曲线，取β作为自变量，α作为参变量，并以其对应的λ值分组代入式（10），可以计算出对应的气动滚转力矩系数和惯性滚转力矩系数的交点，并可作出同时满足俯仰力矩和滚转力矩平衡条件下的α-β、 α-λ的关系曲线。
（3）作出偏航力矩平衡关系曲线。利用步骤（2）所作的 α-β、α-λ的关系曲线，以对应的α、β和λ值代入式（12），可求得气动偏航力矩系数和惯性偏航力矩系数的交点。这些交点，从数学含义上同时满足了式（10）～式（12），但它们不全都是稳态尾旋的平衡解，还必须满足如下条件[3]：
2.2 数值求解法
使用数值求解法首先需构造代价函数。
首先将式（10）～式（12）做如下处理：
然后生成代价函数：
其中，k1,k2,k3为各自项的权重系数，其选取原则为将各项换算到同一数量级或相邻的数量级内，本文计算中将k1,k2,k3同取为1时，算法能很快收敛。
cost的极小值点就是式（16）～式（18）的解。本文采用Nelder-Mead算法[6]来进行求解，此算法通过调整λ,α,β的值来寻找cost的极小值。该算法虽然对于平滑函数的搜索效率没有其他算法高，但它不需要梯度信息，从而使其应用范围大大扩展。
2.3 综合求解方法
作图法采用“人机对话”方式，每次要人为的选择气动力矩和惯性力矩的交点，这就限制了作图时的点数，得到的解一般为近似解。但作图法通过利用稳定尾旋判据（15）可以得到整个迎角范围内的近似解。本文提出的综合求解方法为将作图法求得的近似解作为初值，利用数值求解法进行精确求解，从而使算法快速收敛，也解决了数值求解法初值选取不当从而导致算法不收敛或遗漏解的问题。
3 结果及分析
以某机为算例，计算条件如下：高度h=3000m，飞机质量m=5400kg，方向舵偏度为-25˚，Ix=5650kg•m，Iy=43250kg•m，Iz=47520kg•m，Ixz=434650kg•m。
按作图法求解的计算结果见图2～图4。
图2 β随α变化曲线（满足俯仰和滚转平衡）Fig.2 β change curve along with α(Pitch and roll balance)
图3 λ随α变化曲线（满足俯仰和滚转平衡）Fig.3 λ change curve along with α(Pitch and roll balance)
图4 偏航力矩随α变化曲线 Fig.4 Yawing moment change curve along with α
从图2～图4可以得出稳态尾旋的近似解，根据稳定尾旋判据（15）可知该解为稳定解。将其作为数值求解法的初值，并运用综合求解方法求解，结果见表1。
表 1 作图法和综合求解方法计算结果 Table 1 Computed results of graphics technique and integrative technique
由表1可以看出，作图法得出的解的代价函数cost值虽然已较小，但仍有进一步优化的空间，综合求解方法得出的解的代价函数cost值已相当小，说明方程的解足够精确。另外，利用综合求解方法求解过程中，算法快速收敛，可见综合求解方法能有效的求出稳态尾旋的精确解。
4 结论
本文建立了稳态尾旋的动力学方程，并就其求解问题提出了一种综合求解方法，该方法兼具作图法和数值求解法的长处，能求出飞机在整个大迎角范围内的所有的稳态尾旋平衡点的精确解，具有很好的工程应用价值。
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飞机燃油系统集成设计考虑
Consideration of Aircraft Fuel System Integration Design
作者: 卞刚上海飞机设计研究院，上海 201210通讯作者. Tel.: 15026441466 E-mail: biangang@comac.cc卞刚（1980- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机燃油与惰化系统集成。Tel: 15026441466E-mail:biangang@comac.cc 高广拓上海飞机设计研究院，上海 201210高广拓（1980- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机燃油系统集成。 刘德刚上海飞机设计研究院，上海 201210刘德刚（1981- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机燃油系统集成与管路系统研究。 宋志强上海飞机设计研究院，上海 201210宋志强（1987- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机燃油测量管理系统集成。Shanghai Aircraft Design and Research Institute , Shanghai 201210, ChinaCorresponding author. Tel. : 15026441466 E-mail: biangang@comac.ccShanghai Aircraft Design and Research Institute , Shanghai 201210, ChinaShanghai Aircraft Design and Research Institute , Shanghai 201210, ChinaShanghai Aircraft Design and Research Institute , Shanghai 201210, China
Author: BIAN Gang GAO Guangtuo LIU Degang SONG Zhiqiang
关键词：燃油系统;系统集成;系统工程;优化
Keywords：fuel system;system integration;system engineering;optimization
摘要：系统集成设计是现代飞机研制中的核心技术。本文通过飞机燃油系统集成典型案例，采用系统工程的思想，分析系统集成相关要素，给出燃油系统集成设计的一般思路。研究结果可用于指导飞机燃油系统设计及飞机系统集成优化借鉴。
Abstract：System integration design is the core technology of aircraft development.Based on the thought of system engineering, system integration factors were analyzed, general idea of fuel system integration design cas concluded through several typical technique cases. The result can be used on aircraft fuel system design, aircraft systems integration and optimization.
引用格式：BIAN Gang, GAO Guangtuo, LIU Degang, SONG Zhiqiang. Consideration of aircraft fuel system integration design [J].Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):35-38. 卞刚，高广拓，刘德刚，宋志强. 飞机燃油系统集成设计考虑[J].航空科学技术，2014,25(11):35-38.
飞机是机体结构与各系统集成的产物，努力提高飞机系统集成程度，从而降低飞机成本、提高经济性，一直是飞机设计坚持追求的目标，但是系统集成目标的达成却受到各种因素制约。飞机燃油系统是典型的飞机系统，其主要功能是管理占飞机总重很大比例的燃油，为动力装置和辅助动力装置输送燃油，保障油箱防爆安全性等。飞机燃油系统研制中涉及很多与其他系统存在关联性的技术问题，本文即给出现代飞机燃油系统研制中典型的几类技术，研究一般性的系统集成设计方法。
SAE ARP4754A《民用飞机与系统研制指南》中对于系统集成定义为：使系统中的各元件能协同运作的行为；使若干分离的功能集中到单个实施过程之中的行为。系统集成的目的是以最优的或所有利益相关者皆可接受的方案实现系统的功能。本文对集成概念作了扩展，在系统研制中不仅包括系统本身还包括为此开展的所有技术活动的集成。
1 燃油系统典型综合设计技术
1.1 重心设计
图1 不同分界面油箱的重心和载荷差异 Fig.1 Center of gravity and load difference with variant tank boundary
图2 空客某型飞机油箱布局 Fig.2 Tank layout of one Airbus aircraft
飞机设计力求达到最优的重量分配和重心控制，使飞机载荷和飞行控制满足要求。燃油在飞机总重量中占有很大比例，因此燃油在机上的分布，对重量和重心会产生很大影响，研制中需要进行重点考虑。设计时需考虑两个因素：（1）燃油箱的布局，即燃油箱在飞机上的分布状态；（2）燃油的消耗顺序，即各油箱中燃油哪些先耗、哪些后耗，以及消耗多少等。整体式燃油箱通过密封肋或半密封肋进行分舱设计，可以有效避免飞机姿态变化过程中重心的大幅偏移[1]，并结合耗油顺序的控制实现对机翼的减载[1，2]。如图1所示，上下两个油箱具有不同的油箱分界面，可以看出在相同的油量情况下具有不同的重心和载荷。空客系列大型飞机一般将平尾翼盒设置为配平油箱，如图2所示，通过配平油箱与机翼油箱之间的转输油，实现对纵向重心的调节。
1.2 系统布置集成
飞机空重的大小，直接影响飞机商载，因此飞机上系统的布置要求非常紧凑，多系统布置集成是设计时必须反复研究、协调的问题，某些情况下有些结构、零件等可以通过功能共用来设计。燃油箱中燃油系统管路很多，大型飞机中管路重量往往占燃油系统总重的一半以上，且管路在油箱中占据不少空间。有些商用飞机设计中将油箱结构长桁设计为管道形式，作为燃油系统管路，实现结构承载和燃油系统流动通道的功能共用，图3为典型的中通气长桁设计。
这种设计对于燃油系统和结构可以带来以下益处：
（1）省去很多导管、接头、卡箍、支架、搭接措施等，提高管路连接可靠性，节省系统重量；
（2）通气长桁位于油箱顶部，长桁通气口可以布置得比管路通气口稍高，且通气长桁基本不占用油箱膨胀空间和载油空间体积，油箱有效容积略有提高；
图3 某飞机通气长桁 Fig.3 Vent stringer of one aircraft
（3）通气长桁基本不存在大的弯曲部位，不会留存积水、积油，且通气长桁基本呈直线走向，长度会小于相应布置的管路，总流阻略有降低；
（4）通气长桁布置在顶部，使其他管路、部件布置与维护有更多的空间，并减少了肋板上结构的开孔，提高了机翼结构承力性能。
1.3 共用零件
飞机各系统部件、管路、电缆等皆需安装到结构上，要实现系统布置装配，其中绝大部分设备皆由简单的支架与结构相连。一架飞机上各种形式的支架成千上万，例如A380上各种形式支架有25000多种[3]。每个系统、每个设计人员均力图为自己的设备设计最好的支架，但是从全机角度来看，会造成构型、制造、采购的复杂度大幅提升。某些型号研制中已意识到该问题，在满足要求的情况下，尽量采用标准支架，不仅可提高零件的共用率，也能减轻设计工作量，最重要的是能节省成本。标准支架可以通过对飞机上大量使用的支架进行共性研究，以尺寸、材料、安装形式等为变量，参照其他标准件规律，形成标准支架系列。这样形成的标准系列支架不仅在一型飞机上使用，也可以在各种型号飞机上实现共用。对于在飞机上少量采用的具有共性特征的零件，也可以在小范围内进行共同设计、共用零件。
1.4 热管理集成
燃油作为飞机上最多的工作介质，通常会用作其他系统的冷源，为其他系统或设备散热，例如液压系统液压油和发动机滑油。液压油和滑油在系统工作工程中会出现升温，为保证系统持续正常工作，需通过散热将油液温度降低。现在的先进战斗机由于电子设备增多，设备散热成为一个突出的问题，为此，对全机进行热管理成为战斗机设计普遍要考虑的专题，而燃油作为最主要的热沉常被用来给多种系统散热。多电技术在商用飞机上的应用，对全机的热管理带来了新的变化，比如液压的散热取消，但设备散热需求增加。燃油作为热沉一方面为其他系统散热，另一方面作为可燃液体，需要避免温度过高而超过可燃性要求或致发动机效率下降。因此，需要对飞机热交换进行集成设计，在满足散热需求的同时还要满足系统中不同部位燃油温度的要求。
1.5 燃油箱安全性集成设计
燃油箱防爆安全性是适航取证中重点审查内容，且随着工业技术发展规章要求越趋严格。燃油箱防爆设计从控制点火源和降低可燃性两方面开展。其中，控制点火源是燃油箱防爆设计中历来关注的重点，点火源的控制不局限于燃油箱结构与燃油系统。
点火源控制要从两个方面研究，一是从空间角度考虑，即油箱内外及系统布置；一是从能量角度考虑，即点火源的形式。燃油箱结构装载燃油，根据飞机的不同需求，油箱内部还设置有燃油/液压系统的设备、管路、电缆，油箱外部可能有各种电缆、飞控的作动系统、引气防冰管路、动力装置、起落架等，这些布置都会对油箱安全性产生直接或间接的影响。点火源包括火花和高温热源两种类别。火花包括电火花和热火花，电火花一般源于故障电流、短路、闪电、静电等产生的放电效应，热火花一般源于机械摩擦。为避免油箱内外出现火源，油箱附近各系统需针对燃油箱安全性进行集成设计与验证，考虑一些基本原则：避免高能电流进入油箱，进行闪电防护设计，避免或减少静电积聚，避免高温设备接近油气。
1.6 试验集成
飞机研制中需要开展各系统功能、性能试验，以验证是否达到设计目标。各系统试验时一般从各自专业出发，分别开展试验，只有很少的试验科目进行结合。从飞机全机试验的架次、周期、成本考虑，集成试验是飞机验证阶段值得重点研究的内容，这也是试验设计的重要方面。集成试验即通过不同系统、不同科目试验的分解、组合、优化，减少试验架次，提高试验效率，在飞机研制中可以大幅缩短周期、降低成本。
根据试验目的、要求、限制、操作等识别、分解、分类、组合，使试验以可分解的最小单元形式进行重组，达到系统内部或系统之间试验任务的优化。以某型飞机燃油系统四个试飞科目为例作初步的试飞科目分析：巡航姿态不可用油试飞，燃油系统不平衡告警试飞，低油量告警试飞，热气候燃油供油试飞。
如表1所示，将试验初步分解为多种试验要素，分析不同科目每一要素是否存在相容关系，相容要素则可以在相同的试验中验证。不相容的要素分析是否是全试验段的要求，是否存在错开时间段满足要求从而在一次试验中结合的可能。高风险科目相互结合需要评估。对于可以结合开展的试验科目，还需评估油量是否足够，设计试验次序等。通过表1中燃油系统四个科目的要素分解分析，可以看出热气候燃油供油试飞因对温度要求较为严格，受天气影响较大，与另外三个科目无法结合，在油量足够的情况下前三个科目可以按顺序在一个架次中结合开展，即四个科目试验可以在两个架次飞行中完成。
2 燃油系统集成设计方法分析
2.1 系统集成中的系统工程思想
表1 试验科目要素分析 Table 1 Factors analysis of test subjects
通过上文所述燃油系统几类典型的集成案例，研究燃油系统集成设计一般性方法。从全机角度出发，系统集成的目标是在满足功能、性能的基础上，尽可能提高系统综合程度、降低成本。基于系统工程的思想，从三个维度——即时间维、专业维和逻辑维研究系统集成。
首先，功能、性能和成本贯穿飞机整个寿命周期，因此应从飞机的全寿命周期研究系统的集成。在飞机寿命周期不同阶段，考虑不同性质的集成工作。概念与方案阶段需要给出系统方案，即研究系统综合方案。发图阶段主要考虑系统安装，应研究系统综合布置与安装。试验阶段需要给出试验方案，应研究试验组合与优化。取证阶段应研究综合化的符合性验证。交付运营后，要提供客户服务，应研究综合的售后支持与持续适航工作。各阶段的集成工作应该具有前后关联、互相影响或可追溯的特点。
其次，系统集成是多种专业多种技术相互协调的工作。这种多专业不仅涉及飞机上各系统的工程技术专业，也涉及项目上的各种因素，例如周期、成本、计划等。研究各系统对象的特点、需求或所有的设计驱动要素，分析实现各设计目标的方案，从不同角度，如性能、成本、安全、适航符合性、周期等方面权衡实现目标的可行性，这是系统集成的基本过程。
另外，系统集成的过程包含一系列关联的解决问题的逻辑过程，包括研究问题、提出问题、确定目标、系统综合、分析、优化、决策、实施等，根据需要可以对各过程分解或整合简化。
2.2 系统集成与优化工具
系统集成与多目标优化是近些年工程领域较为活跃的交叉学科，理论上已形成一系列算法，并开发出部分商业软件，如modeFRONTIER、ModelCenter等。其中，菲尼克斯集成公司的ModelCenter是世界领先的多学科协同设计与优化集成软件，为产品设计全生命周期提供工具封装、过程集成、多学科优化和分布式并行计算解决方案，在航空航天系统项目研制中已有较多应用，美国航空航天局、空客、波音、霍尼韦尔、通用电气、洛克希德•马丁、联合技术、普惠等均为其用户。
2.3 燃油系统集成优化一般思路
从燃油系统技术集成角度，可从以下一些方面开展分析：
（1）从燃油系统功能需求定义、方案设计、安装布置、试验、适航取证等各阶段分解系统级的要求；
（2）分解的每项要求，放到全机层面，研究与飞机总体或其他系统要求的技术共通性，筛选评估合适的解决方案；
（3）对解决方案进行技术可行性、经济性、周期、安全性等评估；
（4）要求分解得越单一，越易实现，要求越复杂，实现难度越大。如重量重心全机集成设计，涉及总体重量、载荷、燃油、结构、飞控等多专业的协作；某个零件布置集成设计，可能只涉及燃油和结构；
（5）根据飞机设计目标及燃油系统要求，设计研究对象和评估目标，将需要关注的要素建立适用的数学模型，如CAD模型、CAE模型、试验模型、成本模型等，开展分析评估，给出决策方案。
3 总结
本文从燃油系统研制中遇到的几种典型集成技术问题，初步归纳燃油系统集成设计的一般思路和方法。在燃油系统设计中，按照该方法分析系统集成的方向，指导系统内部和系统间的技术集成与优化，可以提高系统集成程度和研制周期与成本。对于飞机总体和各系统的集成，也具有一定的借鉴意义。
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基于VxWorks的空调系统控制软件设计
The Control Software Design of the Air Conditioning System Based on VxWorks
作者: 王佳莉中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.: 029-86832023 E-mail: newfield231@126.com王佳莉（1984- ）女，工程师。主要研究方向：环控系统综合控制。Tel：029-86832023E-mail：newfield231@126.comAVIC The First Aircraft Institute, Xi'an 710089,ChinaCorresponding author. Tel. : 029-86832023 E-mail: newfield231@126.com
Author: WANG Jiali
关键词：空调系统;VxWorks;任务调度策略
Keywords：air conditioning system;VxWorks;strategy of task scheduling
摘要：基于VxWorks软件环境，针对空调系统工作模式多、工作模式之间逻辑复杂等特点开发了空调系统的控制软件。将系统的功能按照任务优先权行划分，并采用状态转换机实现的模式间的转换。通过Tornado软件调试环境，对软件设计进行了修改和完善，保证了空调系统软件的正确性。
Abstract：Taking account of the diversity of ACS modes and the complexity of the logic,This paper addressed software architecture of ACS on the basis of VxWork, classified ACS function according to the priority of task, and swapped across the ACS modes by the means of state machine. The control software of ACS can be corrected by Tornado software debugging environment.
引用格式：WANG Jiali. The control software design of the air conditioning system based on VxWorks [J].Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):39-41. 王佳莉. 基于VxWorks的空调系统控制软件设计 [J].航空科学技术，2014,25(11):39-41.
飞机的空调系统具有工作模式多、工作模式之间逻辑复杂、被控部件多等特点。这就要求空调系统软件能够实时采集信号，并且能够处理多任务。为了完成空调系统多个模式之间的切换，同时实时监控系统状态，通常的设计方法是立足于系统部件本身，考虑各种触发条件下部件的反应，同时回采部件状态。这种设计方法会带来触发条件的重复使用。本文基于VxWorks的任务调度策略设计一种空调系统控制软件，通过状态机实现工作模式之间的状态转换。这种设计方法使得空调系统软件具有一定的灵活性，便于系统的维护和修改。
1 VxWorks开发环境简介
VxWorks是WindRiver公司推出的一个具有微内核、可裁剪的高性能强实时嵌人式操作系统[1]。VxWorks的主要特点：
（1）微内核设计：微内核支持快速任务切换、中断支持、抢占式和时间片轮转调度等实时特征。
（2）可裁剪的运行软件：VxWorks具有可裁剪性，使开发者能够根据自己的应用程序需要来分配稀少的内存资源。
（3）板级支持包BSP：板级支持包对各种目标板的硬件功能提供了统一的软件接口，它包括硬件初始化、中断的产生和处理、硬件时钟和计时器管理、局域和总线内存地址映射、内存分配等等。
（4）实时性：VxWorks提供的多任务机制对任务的控制采用了优先级抢占和轮转调度机制,充分保证了可靠的实时性。
2 空调系统简介
空调系统的主要功能是来自气源系统的高温、高压空气处理为满足下游用气系统需求的空气，并根据飞机不同的使用构型，保证座舱温度调节和座舱乘员通风需求[2]。根据不同状态下的空气流量和温度需求，空调系统可以分为以下几种工作模式：
（1）货舱通风模式。
（2）应急通风模式。
（3）应急卸压模式。
（4）水上迫降模式。
（5）货舱卸压模式。
（6）正常模式。
空调系统的6种模式之间具有排它性，任何时刻只允许一种工作模式启动。同时，应急卸压模式和水上迫降模式一旦启动，任何触发条件都不可以改变系统模式。
3 软件架构设计
基于空调系统的特点，将空调系统的所有任务按照与核心功能相关度进行优先权划分，划分的结果必须保证高优先级的任务能够及时地响应，同时同优先级的任务选择时间片轮转法并发执行。系统任务的划分如下：
（1）系统初始化任务，执行完后挂起不再调用。
（2）数据处理任务是所有任务的切入点，属于第一类任务且最为关键，设计为周期任务并且其优先级确定为最高。
（3）控制目标计算任务属于第二类任务，此任务的输出是控制任务的输入，优先级次之。
（4）控制任务决定空调系统处于何种工作模式，以及在此模式下的控制功能，是空调系统控制软件的核心部分。但是由于它的输入是数据处理任务和控制目标计算任务的输出，它的输出可以作为监视任务的输入，所以将此任务划分为第三类任务，优先级次次之。
在控制任务的架构设计中，采用了状态机的设计概念。状态机在满足时序要求的前提下，周期性的查询触发条件，根据触发条件按照预先设定的状态进行状态转移，是完成空调系统模式转换的控制中心，每种工作模式下的执行内容只作为状态转换后的操作。状态机的结构框图如图1所示。
图1 状态机结构框图 Fig.1 Structure chart of state machine
图2 任务运行流程 Fig.2 Flow chart of task running
图3 软件调试环境 Fig.3 Software debugging environment
（5）监视任务以控制任务的结果作为输入，虽然它的重要度很高，但是它与核心功能的相关度比较低。所以其优先级应该最低。
任务之间的运行流程如图2所示，任务用Task标识，0-5代表优先级，数字越小优先级越高。
4 软件调试验证
空调系统软件调试环境如图3所示。调试环境包含三个高度集成的部分：
（1）运行在主机系统和目标系统上的强有力的交叉开发工具Tornado。
（2）运行在目标机上的高性能、可裁剪的实时操作系统VxWorks。
（3）连接宿主机和目标机的多种通讯方式。
通过网口可将空调系统软件从主机系统灌装到目标系统中，软件运行在目标系统中，并将运行结果通过目标系统和主机系统之间的串口在主机系统上打印出来。通过调试的结果以及现象，对空调系统的软件以及需求进行了修改，从而保证空调系统软件的正确性。
5 结束语
本文将空调系统的任务按照的优先级进行划分，并且通过状态转换机，实现空调系统多个工作模式之间的平稳切换以及各模式的正常工作。这种设计方法便于系统的维护和修改。通过Tornado软件调试环境，可以对软件设计的缺陷进行了修改和完善，从而保证了空调系统软件的正确性。此设计方法可以广泛应用于机子电子产品的软件设计。
参考文献
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基于HFSS的机载天线方向图研究
Analysis of Airborne Antenna Radiation Pattern Based on HFSS
作者: 赵闯中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，辽宁 沈阳 110000通讯作者. Tel.: 024-31965633 E-mail: zhao.chuang@sacc.com.cn赵闯（1983- ）男，本科，工程师。主要研究方向：民用飞机航电系统及电磁兼容设计。Tel：024-31965633E-mail：zhao.chuang@sacc.com.cn 崔英男中航沈飞民用飞机有限责任公司 工程研发中心，辽宁 沈阳 110000崔英男（1986- ）男，本科，助理工程师。主要研究方向：民用飞机电磁兼容及闪电防护设计。Research&Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company LTD. Shenyang 110000,ChinaCorresponding author. Tel. : 024-31965633 E-mail: zhao.chuang@sacc.com.cnResearch&Development Center, AVIC SAC Commercial Aircraft Company LTD. Shenyang 110000,China
Author: ZHAO Chuang CUI Yingnan
关键词：民用飞机;天线;方向图;HFSS软件1
Keywords：civil aircraft;antenna;radiation pattern;HFSS
摘要：简要分析了机体结构对机载天线方向图的影响，并采用HFSS软件的高频积分方程（HFSS-IE）求解器对甚高频（VHF）频段的天线进行仿真，对比不同位置处天线方向图变化，分析了方向图变化的产生原因，可在早期飞机研发设计中为天线布置提供参考。
Abstract：Preliminary analyzed the effects of aircraft structures to airborne antenna radiation pattern, and used HFSS-IE solver to simulate the antenna radiation pattern, compared the changes of radiation pattern on various locations, analyzed the factors that affect the antenna radiation pattern on the aircraft, could provide references for antenna placement on aircraft in the early stage of aircraft development.
引用格式：ZHAO Chuang, CUI Yingnan. Analysis of airborne antenna radiation pattern based on HFSS [J].Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):42-45. 赵闯，崔英男. 基于HFSS的机载天线方向图研究 [J].航空科学技术，2014,25(11):42-45.
天线安装到飞机上后，由于机头、机身、外翼、尾翼等金属部件的影响，其方向图会发生很大变化，增加了天线布局设计的难度。通常可通过缩比模型试验或飞行试验来验证天线的布局，再进行优化，但此方法浪费人力、物力，且耗时长，不适于天线的早期布局设计。天线布局时应综合考虑机体结构对方向图的影响，因此，如何选择安装位置至关重要，针对此问题利用HFSS软件对飞机机体对于天线方向图影响进行分析，为天线布置提供参考。
1 HFSS-IE及其原理
HFSS-IE为电场积分方程（EFIE）求解器，采用矩量法(MOM)对开区域的导体以及介质体表面电流源进行计算，可处理电大尺寸结构的辐射问题。HFSS-IE求解器使用改良的自适应算法进行网格划分，采用自适应交叉近似（ACA）方法结合迭代矩阵求解来降低内存消耗和复杂的计算请求[1]。由于应用自适应网格技术，且无需吸收边界条件，因此特别适用于处理开域问题[2]。
电场积分方程中，假设被辐射源照射的为理想导体，在其表面总切向电场为0，由导体表面的入射电场和散射电场组成，可得：
其中，
为入射电场，
为散射电场。
为了求得散射电场，需计算由电流源产生的入射电场，计算公式为：
其中，G为格林函数，定义为
，J为表面电流密度。得到J即可求得电场。使用矩量法（MOM）进行解算，将导体表面分成三角面元网格，然后假定每个三角上的电流分布将EFIE变成矩阵方程，以此算出散射电场[1]。
2 飞机机体对天线方向图的影响
飞机机体具有复杂的表面形状，天线安装到飞机上后其方向图与在标准接地平面上的方向图相比将产生很大的变化。圆柱体机身产生的爬行波，以及飞机结构产生的遮挡、反射、绕射都会影响天线远场方向图。因此，机载天线方向图为直射、一次反射等一阶效应和绕射、爬行波等更高阶效应相互作用后的结果[3,4]。影响天线方向图的主要飞机结构有机头、外翼、翼根、尾翼[5]、发动机以及其他尺寸较大的障碍物。在分析机体结构对方向图的影响时，应综合考虑天线与障碍物的物理距离和电距离（物理距离与波长之比）。电距离大时，障碍物对天线方向图影响相对小，可认为电磁波为直线传播，绕射和多次反射等高阶效应对方向图影响小得多。反之，绕射和多次反射等高阶效应对方向图影响很大，布局设计时应考虑这些因素。而物理距离方面，应考虑对天线产生的一阶效应，主要有直线传播路径上障碍物的遮挡、平面结构的镜面反射、以及曲面结构的散射。
3 建模与仿真
3.1 仿真思路与对象
为了节约计算资源，提高计算速度，首先使用HFSS有限元法对偶极子天线进行建模与仿真，得出其方向图和电压驻波比（VSWR）等电参数，然后通过数据链接的方式将天线参数作为天线在飞机上的近场激励源，并使用矩量法积分方程求解器（HFSS-IE）进行分析求解，得到天线安装到飞机上的辐射方向图，进而对方向图的变化进行定性分析。
本文以典型民用支线飞机上VHF频段的天线方向图为研究对象，考虑到工作平台计算能力和效率，采用1/20的缩比简化模型[6]进行仿真求解，故仿真频率为天线实际工作频率的20倍，使用结构简单且水平面内全方向性的半波偶极子天线作为馈源天线。
3.2 偶极子天线的建模与仿真
天线的中心工作频率为3GHz（对应实际工作频率为150MHz），根据技术参数创建的天线模型[7,8]见图1。仿真后所得方向图及驻波比（VSWR）见图2、图3，从图中可知天线在中心频率3GHz处的VSWR为1.15，满足性能要求，可用于仿真研究。
图1 偶极子天线模型 Fig.1 Model of dipole antenna in HFSS
图2 偶极子天线方向图 Fig 2 Radiation pattern of dipole antenna
图3 偶极子天线的电压驻波比 Fig 3 VSWR of dipole antenna
3.2 天线安装到飞机上的仿真
3.2.1 飞机建模及天线的安装位置
对典型民用支线飞机进行建模，其尺寸为机身直径3.5m、全机长度34.8m、翼展32m，对应模型尺寸为机身直径为175mm、全机长度为1740mm、翼展为1600mm。将机头、尾段简化为圆锥，机身简化为圆柱，外翼、垂尾、平尾简化为有限平板，飞机材料设定为理想导体，模型如图4所示。
本文将分别在前机身、中机身以及后机身上部3个位置对天线进行仿真，如图5所示，天线位置与飞机实际尺寸对应关系见表1所述。
图4 HFSS中的飞机模型 Fig 4 Aircraft model in HFSS
图5 天线在模型上的位置 Fig 5 Antenna location on aircraft model
表1 天线在模型上的位置与在实际飞机上的位置对应表 Table 1 Antenna location on aircraft model vs on real aircraft
图6 天线方向图仿真结果 Fig 6 Simulation results of antenna radiation pattern
3.2.2 仿真结果
使用HFSS分别对天线在3个位置进行仿真后，所得的天线方向图如图6所示，其中蓝色线表示位置1处方向图，黑色线表示位置2处方向图，灰色线表示位置3处方向图。
4 仿真结果分析
从上面对天线不同位置的仿真结果可以看出：
XOY平面（航向面）上，天线的方向图在尾翼方向出现了很大的零值，从位置1到位置3尾翼对天线的遮挡作用逐渐增大，两侧主波瓣的夹角也从30˚增大到55˚。在机头方向天线方向图凸起或凹陷，这是由于同等幅度量级但相位不同的直射波与反射波及绕射波相互作用而产生的。方向图上出现的小波动是由爬行波特性，及机身周长电尺寸较小原因造成的。
XOZ平面（滚转面）上，天线在位置1处与基于标准接地面偶极子天线的方向图接近，仅因波的绕射特性而在飞机上、下方产生了约3dB的波动。随着将天线移动到位置2，机翼在此面上对天线方向图影响非常明显。飞机上、下方±36˚方向分别出现了大零值和较小的零值，这主要由于天线距翼根约1个波长，翼根对电磁波的镜面反射以及散射效果很明显，因此在飞机上方产生了大的零值，翼根对电磁波的遮挡是下方出现零值的主要原因。同时注意由于机翼的遮挡，飞机下方的方向图受到了很大抑制，但是机翼的电尺寸小，故电磁波仍可辐射到机翼下方。在位置3处，由于外翼、平尾影响、和波的绕射特性等因素在垂直方向出现了不大的畸变。0˚方向出现小的突起是由于波相位相近叠加产生的。
YOZ平面（俯仰面）上，机头上方约15˚方向都出现了零值，这是由于电磁波在机头处产生的反射波与直射波相互作用而产生的，随着天线向尾翼移动，零值逐渐增大，并且天线对前下方方向的覆盖也逐渐减小。同时也可以看到机翼对飞机下方方向图产生了很大的抑制，随着天线向机翼靠近，抑制相应增大，位置3处水平尾翼对天线方向图也产生了明显的影响，出现了大的零值。
综上，布局设计时根据天线功能要求考虑上述影响进行布置，如对于全向天线，最好将其布置在前机身以减少机翼、尾翼遮挡影响；对于要求视距传输的天线，应考虑将其布置在信号传播路径上无遮挡位置。
5 结束语
对天线方向图变化进行分析，得到机体结构对方向图影响趋势，可为实际飞机天线布局设计提供一定参考。在早期天线布局设计时，利用仿真软件对天线进行仿真，并结合天线具体功能及其他要求进行布局优化，在实际工程设计越来越受到重视。本文采用的仿真方法能够较快的给出定性分析结果，便于工程应用。在设计中，还需考虑天线间的隔离度、相联设备位置、天线功能要求、对气动性能影响等因素。
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加油机加油过程视频监控需求分析
Video Monitor Requirement Analysis during Air Refueling of Tanker
作者: 何理中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.: 029-86832827 E-mail: heli1989114@163.com何理（1989- ）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：机外视频监控、机载记录系统设计。Tel：029-86832827 E-mail:heli1989114@163.com 李明中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089李明（1964- ）男，高级工程师。主要研究方向：外视频监控、机载记录系统设计。AVIC The First Aircraft Institute, Xi’an 710089, chinaCorresponding author. Tel. : 029-86832827 E-mail: heli1989114@163.comAVIC The First Aircraft Institute, Xi’an 710089, china
Author: HE Li LI Ming
关键词：空中加油;目视区域;视频监控需求
Keywords：air refueling;visual monitoring area;video monitor requirement
摘要：通过对一般加油过程的分析，提出了空中加油机加油过程视频监控需求。将加油过程分为会合、编队、对接、解散四个部分对监控区域进行讨论，并对监控区域进行整理及优化，从功能、分辨率及显示等方面进行分析，给出适应性的视频监控需求，为机外摄像头布局，摄像头和显示器选型，机外照明布置提供有效支持。
Abstract：Video monitor requirement was proposed though the analysis of the general air refueling process, Air refueling process was divided into four stages including rendezvous, formation, docking, dissolution. Video monitor requirement and analysis were given in the paper. The analysis on the function, resolution and display were made which can provides assistance to the selection and arrangement for the cameras, display and lighting.
引用格式：HE Li, LI Ming. Video monitor requirement analysis during air refueling of tanker[J].Aeronautical Science & Technology,2014,25(11):46-50. 何理，李明. 加油机加油过程视频监控需求分析[J].航空科学技术，2014,25(11):46-50.
现代加油机大多以运输机和客机等为原型机，针对加油任务改装而成，可对固定翼飞机、直升机和无人机进行空中加油。美国、欧洲新研制和改进的加油机机型将视频监控作为一项独立能力单独提出，伊尔78、A330、KC-767A、A310等加油机以及KC46、A380等新一代加油机中均有视频监控系统，有的还采用立体成像技术获取3D图像。视频监控系统可对所有加油过程同时实行监控，为加油操作人员提供参考[1-3]。
针对一般加油过程进行分析，同时给出适应性的视频监控区域需求以及优化分析。视频监控区域的研究分析对于视频监控系统的建立以及摄像头等前端设备的安装能够提供依据，同时对于实际加油过程能够提供辅助支持。
1 加油过程及目视区域分析
空中加油方式有软管（锥套式）和硬管（伸缩套管式）两种。其中软管（锥套式）加油设备又分为机翼吊舱式软管加油和中心线加油平台式软管加油：机翼吊舱式是在加油机左右机翼下方安装加油吊舱，可同时为两架受油机加油，加油吊舱为独立单元；中心线加油平台式是安装在加油机腹部中心线上的集成的加油平台。硬管（伸缩套管式）是在加油机腹部装有一个可飞行控制的可伸缩硬管，硬管自由端是一个类似受油管的加油喷嘴。
将加油过程分为会合、编队、对接、解散四个部分进行讨论，对需要的视频监控区域进行分析。
1.1 会合过程
在建立目视联系后，受油机开始接近加油机并进入会合区域，如图1、图2所示。这个过程中，加油机需要对后方待进入加油编队的受油机进行视频监控（监控区域A），用以判断受油机飞行参数是否满足加油规范要求。
图1 会合距离要求示意图 Fig. 1 Distance requirement for rendezvous
图2 会合前的视频监控区域 Fig.2 Video monitoring area before rendezvous
1.2 编队监控
受油机在接近加油机后，与加油机保持通讯，同时到达加油机左侧编队位置，该区域为观察区域，允许加入等待加油的受油机。受油机观察位置的具体位置由实际情况决定。受油机编队通常有3～4架受油机组成，数量不同时采用的监控摄像机焦距、视场也有所区别，本文以四架受油机为一个编队，单架加油机为其加油进行讨论。
如图3所示，监控区域B、C为编队视频观察区域。
图3 飞机编队视频观察区域示意图 Fig.3 Video monitoring area to observe formation
1.3 对接监控
在会和编队后，所有受油机均应保持在其设置的编队位置，直到加油机引导其进入预对接位置，软式空中加油的预对接位置位于加油设备后方（大约在锥套正后方1.5m处）的稳定位置，硬式空中加油的预对接位置位于加油机机腹后下方（大约在加油机尾部加油杆下方20m处）的稳定位置。
软式加油过程中，在加油管伞锥与受油机加油管对接之后，受油机继续向前飞行，将软管推回吊舱绞盘，当推回长度满足加油长度要求后（通常为1.8m，不同加油设备长度不同），加油机吊舱中的主阀门打开，开始加油。在整个对接过程中，需要对受油机编队位置（监控区域D）、到达预对接位置的飞行路线（监控区域E）、加油软管推回加油吊舱的长度（监控区域F）及加油管伞锥与受油机油管的对接过程（监控区域G）进行视频监控（其中视频监控区域F、G左右对称）。如图4、图5所示。
图4 受油机移动位置及路线监控示意图 Fig.4 Mobile location and route monitoring
图5 软管推回长度及对接过程监控示意图 Fig.5 Monitor of soft refueling docking process
硬式加油过程中，受油机受油口与加油机可伸缩硬管对接后，受油机根据机上指示灯或者其他指令进行位置调整（监控区域I），同时覆盖中心线软式加油平台的对接及吊舱监视（监视区域H、I），如图6所示。
1.4 解散监控
图6 机腹下方加油对接监控示意图 Fig.6 Video monitoring for observing docking process belowing airspace
在解散、重新编队过程中，首先需要对受油机对接处进行监控（监控区域L），确保受油机安全脱开。同时对加油机左右两侧的编队进行监控（监控区域J、K）以确保受油按照规定要求进行编队。还需要在受油机变换编队时，对加油机后方空域进行监控确保受油机飞行路线正确无碰撞等（监控区域M）。如图7所示。
图7 受油机群加油完毕后解散路线示意图 Fig.7 Dissolution after refueling
2 视频监控需求分析
2.1 视频监控功能需求分析
通过对加油过程及目视区域进行分析，得到加油设备、加油过程中涉及的视频监控区域，对这些视频监控区域进行整理、优化，监控系统需要提供的视觉图像应能满足对后半周外部空中环境的监控、对软式加油吊舱的监控、对中心线平台和硬杆加油过程的监控。
（1）后半周外部空中环境监控
监视区域：后半周外部空中环境监视范围为会合过程中的监控区域A，编队监控中监控区域B、C，对接监控中监控区域D、E和解散监控中监控区域M、J、K。监控视场角度与受油机数量，相对角度、相对距离等有关。要求能够分辨出受油机数量与受油机特征，能够观察受油机在会合时及对接过程中的飞行路线，以判断受油机群是否按照预定要求飞行及是否存在碰撞危险等。
监视内容：(a)受油机数量；(b)受油机编队情况；(c)会合前受油机群的飞行情况；(d)会合过程中受油机群飞行路线；(e)对接过程中受油机进入预对接位置路线。
夜视分析：在白天情况下，可见光CCD可以满足监控需求。在夜间情况下，由于受油机会合前距加油机较远，需要采用长波红外摄像机实现监控要求。
根据监视区域分析，发现监控区域A、B、C、D、E、M、J、K区域有较多重合，综合得到后半周外部空中环境监控示意图，如图8，图中主要对后半周下部I，II，III区域进行监控。
图8 后半周外部空中环境监控示意图 Fig.8 Encvironmental monitoring for observing the back and belowing airspace
（2）软式加油过程及吊舱监控
监视区域：软式加油吊舱监控范围为对接监控软式加油过程中的监控区域F、监控区域G（加油机左右两侧对称监控区域）。监控视场角度与加油吊舱安装位置、软管长度及伞锥尺寸有关。这三个区域要求能够分辨加油软管上的色带、及加油吊舱上的指示灯。
监视内容：(a)伞锥从出舱口到放出2m长度间，监控软管及伞锥的摆动影响；(b)监控对接时软管的推回长度；(c)监控对接后软管色带是否在最佳加油区域；(d)监控软管放出长度是否符合规范要求、软管放出和收回是否到位以及软管释放后的运动范围；(e)监控伞锥的运动范围及对接中的连接状况等；(f)软式加油吊舱状态（结冰、燃油泄漏、火情等）。
夜视分析：在白天情况下，可见光CCD可以满足监控需求。在夜间情况下，为了减少对受油机的夜视系统工作影响，可见光辅助照明位置建议位于加油机机身侧后方，避免照明对受油机飞行员产生影响，根据飞机平台限制、近红外照明光源功率、成本等进行综合考虑选择近红外照明。软管加油系统中，有软管加油照明灯，分可见光照明和近红外照明，伞锥要求装有反光标识或照明装置、加油管要求有标识其长度位置的反光条码。
根据监控区域分析，软式加油过程主要对加油吊舱和伞锥对接进行监控，具体示意图如图9所示。
（3）对中心线平台和硬杆加油过程的监控
监视区域：中心线平台和硬杆加油过程的监控范围为对接监控硬式加油过程中的监控区域H、监控区域I。对于中心线加油平台式软管加油，监控视场角度与加油平台安装位置、软管长度及伞锥尺寸有关；要求能够分辨加油软管上的色带、及加油吊舱上的指示灯。对于硬杆加油，控视场角度与硬杆安装位置、硬杆尺寸以及受油插座有关；要求能够分辨加油硬杆上的受油管色带、及清晰可辨的受油插座。
图9 软式加油过程的监控示意图 Fig.9 Monitor of soft refueling docking process
监视内容：(a)监控中心线加油平台软管放出和收回是否到位以及软管释放后的运动范围；(b)监控伞锥的运动范围及对接中的连接状况等；(c)监控对接后软管色带是否在最佳加油长度；(d)飞珩的运动及加油头的动作；(e)受油插座及指示灯状态。
夜视分析：机腹下部区域背景为地面或水面，前景为飞机顶部。一般情况下对比度大小较为均匀，故白天条件下工作的光学环境比较理想，夜间情况，加油机腹部自身带有灯光，且硬杆上一般安装有泛光灯，可提供硬式加油可见光照明，该区域辅助照明不建议加装可见光照明，建议采用近红外照明系统，以减少对受油机的飞行影响。辅助照明系统可布置在与摄像头同一位置。
根据监视区域分析，主要对硬杆活动范围进行监控，考虑到中心吊舱与硬杆不同时安装，但安装位置都靠近飞机尾部，因此此监控范围基本重合，具体示意图如图10所示。
2.2 视频监控分辨率需求分析
表1 视频监控分辨率计算 Table 1 Resolution ratio calculating for video monitoring
图10 中心线平台、硬杆加油过程监控示意图 Fig.10 Video monitoring for observing hard rod refueling process belowing airspace
在现有条件下进行分辨率分析，都是完全依照理论分析进行。一般认为在成像面上，若物体最小分辨细节能在像面上占据4个像素点就能认为摄像机能够分辨，一般分析，都是以各个监控区域最小分辨细节在像面上对应4个像素点进行分析。由于理论分析时都是以垂直观察角度对物面进行观察。但在本项目实际使用时，各个镜头的观察角度都不是以垂直方向观察，而是以有一定夹角的状态进行观察，这样就与垂直观察产生一定的投影关系，分辨能力会有所下降。为了方便下面分析，现将投影关系K定为1.5。因此以6个像素点为最小可分辨像素进行计算。
为了给出较为清晰的图像，视频监控分辨率需求分析计算以高清摄像头为基础，选择16：9和4：3，水平视场60˚以及34˚进行宽、窄视场的对比，分别对10m、20m、30m、50m、100m、500m、1000m进行计算分析，结果如表1所示。
通过以上分辨率计算，根据监视内容最小分辨细节可对摄像头分辨率等参数进行选择。针对后半周外部空中环境监控，需要对1000m以外的外部环境进行监控，为了达到分辨飞机目的(以15m翼展飞机为例)，需选择1600*1200或1920*1080的摄像头，针对软式加油过程及吊舱监控，需要对约20～30m(以飞机翼展为准)吊舱细节如结冰、燃油泄漏、火情，软管长度进行分辨，建议选择窄视场高清摄像头。针对中心线平台和硬杆加油过程的监控，需要对10～30m的加油过程进行监控，建议选择窄视场高清摄像头。
2.3 视频监控显示需求分析
根据视频功能需求分析，需要显示的图像画面主要有白天和夜间条件下的全视场监视画面，左右侧向加油吊舱以及软式加油过程监控画面，硬式加油过程监控画面（兼顾软式中心加油吊舱画面）。
为了方便加油过程连续，同时方便观察外部环境以及加油过程，现对显示器的需求进行简要分析，显示器大致布局要求如图11所示。
图11 视频监控显示器布置示意图 Fig.11 Display composition for video monitoring
显示器①为主显示器，对应显示左右侧向加油吊舱以及软式加油过程监控图像，中心线平台和硬杆加油过程的监控图像。可通过操作进行切换。视频图像可通过图像处理设备进行拼接、裁剪、放大送显示器显示。切换监视模式可以有三种：(a)左右两侧软管加油对接过程；(b)侧向吊舱加油状态；(c)硬杆加油对接显示画面。显示器②～④为全景显示器，用来显示后半周外部空中环境监控图像。针对摄像头分辨率的选取，需要配合相应尺寸，满足相应分辨率的显示器进行匹配。同时为了使监控达到较好效果，需对显示器尺寸、显示方式、安装形式等进行综合考虑。
3 结束语
空中加油过程是一个复杂而又繁琐的过程，包括空中编队集结、会合、对接、加油以及分离解散。为了提高加油的效率以及加油的安全性，对加油过程建立一定的目视监控十分必要，对于加油过程的监控能够给加油员提供操作依据，监控区域的优化分析在满足监控需求的条件下可以尽可能减少摄像头数量及安装难度，为机外摄像头布局、摄像头和显示器选型以及机外照明布置提供支持。
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飞机压力加油仿真计算研究
Study on Simulation of Airplane Pressure Refueling System
作者: 王京中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.: 13488142609 E-mail: jingyu969@163.com王京（1982- ）男，硕士，工程师。主要研究方向：飞机燃油系统试飞。Tel：13488142609E-mail：jingyu969@163.com 鲁维中国飞行试验研究院，陕西 西安 710089鲁维（1984- ）女，硕士，工程师。主要研究方向：电气工程及其自动化。Chinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, ChinaCorresponding author. Tel. : 13488142609 E-mail: jingyu969@163.comChinese Flight Test Establishment, Xi’an 710089, China
Author: WANG Jing LU Wei
关键词：压力加油;仿真;Flowmaster;全机加满油时间;最大流速
Keywords：pressure refueling system;simulation;Flowmaster;refueling time;maximum flow velocity
摘要：对飞机地面压力加油系统进行了仿真计算研究，详细阐述了建模理论基础和方法，并以某型飞机为例进行了建模仿真，对全机加满油时间和管路的最大流速进行了计算。通过地面压力加油试验进行验证，压力加满油时间基本一致，本文的仿真计算为改进压力加油系统设计提供了参考。
Abstract：The simulation study of the airplane pressure refueling system on the ground was launched in this paper. The methods and theories about model building were presented. Through the pressure refueling system model simulation, the refueling time and maximum flow velocity of pipeline were assessed. The simulation results were compared with pressure refueling test results, it showed that the refueling time of both were almost the same. This paper provides a method to improve the system design.
引用格式：WANG Jing, LU Wei. Study on simulation of airplane pressure refueling system[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):51-55. 王京，鲁维. 飞机压力加油仿真计算研究[J].航空科学技术,2014,25(11):51-55.
燃油系统对飞机的使用性能和安全有着直接的影响，通常设置压力加油系统用于减少地面加油时间，缩短战术准备时间。由于压力加油系统流量较大，为保证安全，对管路内流速有严格的限制；对于各油箱载油量不一致的情况，也须达到同时满油，这就对压力加油系统设备及管路匹配提出了新的要求。在飞机地面压力加油系统的设计中，按照国家军用标准GJB716《飞机地面压力加油系统通用规范》的规定[1]，在加油接嘴测压点处的压力不大于0.345MPa的条件下，全机加满油时间应符合要求，管路加油流速不大于9m/s。根据国内外各种型号飞机的研制经验可知，燃油系统的研制过程，都要经过工程计算和试验，前期的仿真计算能够有效的节省后期试验工作量与设计周期，极大提高效率。
本文利用Flowmaster对某型飞机地面压力加油系统进行建模仿真分析，得到利用Flowmaster对压力加油系统仿真计算的方法，该方法的准确性最后通过地面压力加油试验进行验证。
1 理论基础
Flowmaster软件的仿真模型是一个描述实际系统各部分的流体动力学行为的虚拟元件集合。这些元件连接在一起，形成一个由节点和流动路径组成的网络。对网络中任一元件，在它每个连接节点上都可以建立一个流量的线性方程。这个元件连接有几个节点，就可以建立几个这样的线性方程[2]。
对于有多个元件组成的网络（见图1），每个元件都可以建立流量关于节点压力的方程（如表1所示，其中
表示质量流量，单位kg/s，下标表示方向；a为系数，上标表示元件号，下标表示在矩阵中的位置；P表示节点压力，下标即节点号）。
图1 网络节点的计算模型 Fig.1 Numerical model of network
表1 各元件质量流量与节点压力关系 Table 1 Relationship between mass flow and node pressure
根据流体的不可压缩性和流量守恒性，可建立流量方程（以节点2为例）：
联立以上各式可以得到一个关于流量和压力的方程组，用矩阵表示即：
其中，矩阵中的各系数由相应元件的参数确定。采用线性迭代算法求解此方程组时，首先设置一个初始流量，将其代入矩阵中计算节点压力。理论上，当取到一组合适的流量值时，方程组应为线性的，压力就可求出，即收敛。于是，对于计算机算法而言，需要采用迭代的算法去逼近这组正确的值，根据上一组流量值算得节点压力，并将这些压力代入表1所列各方程又算得下一组流量值，再代入矩阵算得下一组节点压力，如此循环进行，直至流量、压力都收敛为止。最终求出网络中各元件的质量流量和节点的压力，其算法流程可以用图2表示。
对于压力加油系统模型网络，都可以建立关于流量/压力的方程和连续性方程，从而建立线性方程组。Flowmaster的仿真计算正式采用这种算法进行的。
图2 Flowmaster仿真迭代算法流程 Fig.2 Iterative algorithm flow of Flowmaster simulation
图3 压力加油系统原理图 Fig.3 Schematic of pressure refueling system
2 系统建模
2.1 压力加油工作过程
某型飞机地面压力加油分系统如图3所示，为单点式全机压力加油系统，全机加满油时间不超过5min。压力加油接头为国际通用标准接头GJB60-85，加油压力为0.345MPa，加油流量为1500L/min。
燃油从压力加油接头进入，经过压力加油总管，与设置在2号油箱底部的燃油电磁开关相连。在加油压力作用下，燃油电磁开关打开，燃油进入2号油箱，燃油电磁开关与设置在2号油箱顶部的油面控制开关联合工作，控制压力加油。当油面上升到正常满油油面时，油面控制开关关闭燃油电磁开关，停止加油。
在压力加油总管上，分出一条加油支路，从支路引出左、右两条加油管路，分别对左、右3号油箱进行压力加油。油箱加至满油时，由安装在其顶部的油面控制开关控制安装在加油支路上的燃油电动插板开关关闭，停止左、右3号油箱压力加油。
左、右机翼油箱加油管路分别与对应的左、右3号油箱相连，左、右机翼油箱压力加油管路上安装有燃油电动插板开关，用于控制是否对机翼油箱进行加油。1号油箱加油管路与2号油箱相连，加油管路上安装有燃油电动插板开关，用于控制是否对1号油箱进行加油。
2.2 仿真建模
在利用Flowmaster进行仿真建模时，根据压力加油系统的具体结构，进行如下模拟[3]：
（1）压力加油接头
用一个压力源模拟压力加油接头，通过设置不同的压力值模拟压力加油接头入口压力。
（2）燃油箱
燃油箱采用两支臂油箱元件模拟，其中一支臂与流量源元件连接，另一支臂与压力加油管路连接。由于1号和2号油箱由连通管连通进行加油，可将其简化为1个油箱，同理左三和左机翼油箱简化为左翼油箱，右三和右机翼油箱简化为右翼油箱。
（3）加油控制活门
利用Ball Walve元件模拟加油控制活门，通过控制阀门开度对燃油是否进入油箱进行控制，压力损失曲线如图4所示。
（4）控制模块
图4 流量-压力损失曲线 Fig.4 Pressure loss vs flow rate
图5 加油控制活门控制原理 Fig.5 Principle of refueling control wave
加油控制活门用于控制加油活门的开度，原理如图5所示，是测量元件（25）测量油箱（23）的液面高度模拟油箱顶部的油面控制开关，控制元件（26）接收来自测量元件的液面高度信号，根据设定的一套逻辑运算法则（图5.b），输出用以控制阀门（15）开度的信号。
根据以上设定，最后搭建的仿真模型如图6所示。
3 仿真分析
压力加油计算进行了如下设定及假设：
（1）燃油按RP-3，压力加油接头入口压力为0.35MPa。
（2）燃油温度按20℃进行计算。
（3）燃油箱与外界连通，反压设为0.01MPa。
（4）所有管道、弯头的粗糙度设置为0.0016mm。
分析时间为400s，时间步长为1s，得到压力加油计算结果。
通过计算，各组油箱满油时间曲线如图7所示。1号油箱加满时间为4min，由于左翼油箱和右翼油箱是对称布置，同时加满油为2.5min，全机加满油时间为4min。
通过计算，主加油管路流速变化曲线如图8所示。刚开始加油时流速最大为7.2m/s，随着左、右翼油箱的加满流速降了下来为5.5m/s，直到最后全机加满油降为0。可以看出，在整个加油过程中最大流速为7.2m/s，基本满足使用要求。
为了对仿真模型进行验证，在地面对某型飞机进行了压力加油试验。试验时气温为20℃，选用油料为RP-3，调整压力加油接头入口处压力为0.35MPa。在燃油开始加注到飞机上时开始计时，到全机满油时停止计时，全机加满油时间为3min47s，和仿真计算结果基本一致。这表明本文的仿真模型准确可靠，应用本文的仿真模型可以对该型的飞机的压力加油过程进行仿真模拟。
图6 计算仿真模型 Fig.6 Simulation model
图7 各组油箱油量变化曲线 Fig.7 Fuel quantity of tanks as a function of time
图8 主加油管路流速变化曲线 Fig.8 Flow velocity of pipeline as a function of time
4 结论
本文通过Flowmaster仿真计算研究，详细阐述了建模理论基础和方法，并以某型飞机为例进行了仿真计算，对全机加满油时间和管路的最大流速进行了计算，并通过地面试验进行了验证。结果表明，所建模型能很好的模拟该型飞机的压力加油过程，本文所建的压力加油仿真模型为改进压力加油系统设计提供了方法。
参考文献
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嵌入式仿真技术及其在军事训练中的应用研究
Study on Embedded Simulation Technology and Military Training Application
作者: 王军保利国防科技研究中心，北京 100088通讯作者. Tel.: 13701013979 E-mail: 188086714@qq.com王军（1970- ）男，学士,高级工程师。主要研究方向：飞行仿真与测试。Tel：13701013979E-mail：188086714@qq.com 耿振余空军指挥学院，北京 100097耿振余（1973- ）男，博士，讲师。主要研究方向：系统建模与仿真、作战效能评估。Poly Defense Research Center, Beijing 100088, ChinaCorresponding author. Tel. : 13701013979 E-mail:188086714@qq.comAir Force Command Collage, Beijing 100097, China
Author: WANG Jun GENG Zhenyu
关键词：嵌入式仿真训练;技术;军事训练;应用
Keywords：embedded simulation training;technology;military training;application
摘要：嵌入式仿真训练是军事训练技术的最新发展趋势之一。本文阐述了嵌入式仿真的概念、原理及系统的主要组成，介绍了嵌入式在军事训练中的应用现状，分析了嵌入式训练方式在军事训练中的应用定位，最后结合航空兵战术对抗训练的嵌入式系统，给出了系统的模块组成及作战过程。
Abstract：The embedded simulation training is a new technique trend in military training. The concept, principle and system components were described in this paper. Besides, the military application status quo of embedded simulation technology was presented. The application position of embedded training in military training was analyzed. The system composing module and operation process of airborne embedded training system were given.
引用格式：WANG Jun, GENG Zhenyu. Study on embedded simulation technology and military training application[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):56-60. 王军，耿振余. 嵌入式仿真技术及其在军事训练中的应用研究[J].航空科学技术,2014,25(11):56-60.
仿真技术从20世纪50年代起发展至今已越来越成熟，仿真方法和手段也越来越先进；仿真技术在军事训练领域的应用越来越广泛，所占的比重越来越高，作用越来越突出。仿真技术已直接或间接影响到战斗力的提高。在仿真技术的推动和训练需求的牵引下，一种全新的仿真训练技术——嵌入式仿真训练应运而生。
嵌入式仿真训练技术于20世纪90年代兴起，它将仿真技术应用于实际装备中，目的是通过高效、低成本、逼真的训练，提高士兵在现在战争条件下的操作和作战能力[1]。嵌入式仿真训练已成为各军事强国军事训练的首选方式，代表了军事训练技术的最新发展趋势[2,3]。
1 嵌入式仿真训练简介
1.1 概念
嵌入式仿真训练（Embedded Simulation Training）概念是20世纪90年代，由美军仿真训练与设备司令部（STRICOM）和自行坦克研究开发与工程中心（TAREDC）共同提出的。嵌入式仿真训练是指将仿真系统嵌入到实际装备中，来训练驾驶员对任务的操作和反应，达到增强训练能力的目的。嵌入式仿真技术是一种综合性技术，它是建模与仿真、计算机生成兵力、人工智能、训练评估、信息和电子等多种技术的综合应用。
1.2 技术原理
嵌入式仿真训练的技术原理如图1所示。在嵌入式仿真训练中，嵌入式仿真系统实际上起到了虚拟作战态势生成器和作战过程仿真器的作用。嵌入式仿真系统与实际装备之间通过数据接口进行数据交互。首先，嵌入式仿真系统生成虚拟的战场态势（包括战场环境、蓝方兵力等），接收采集实际装备的各种状态数据（位置、姿态、速度、航向、油量等）和对传感器及武器的操控指令，作为嵌入式仿真系统的数据输入源；嵌入式仿真系统接收数据后进行作战对抗仿真，演化虚拟作战态势，产生新的虚拟信号输入到实际装备；在装备的显示终端上实时显示当前态势信息，飞行员根据显示终端提供的信息完成平台和武器的操作，从而形成完整的仿真闭环回路[4]。
1.3 系统组成
图1 嵌入式仿真训练的技术原理图 Fig.1 Technique principle of embedded simulation training
嵌入式仿真包括仿真系统、数据采集设备、真实装备和仿真任务支撑环境等4个部分。其中，数据采集设备安装在真实装备上，采集后的数据通过数据接口传入到仿真系统；仿真任务支撑环境主要完成训练任务规划的制定、指挥与监控、作战过程回放和训练成绩评估等功能。
（1）嵌入式仿真系统的功能模块
嵌入式仿真系统的组成一般由仿真控制管理、传感器和武器仿真、虚拟智能蓝军仿真、战场环境仿真和仿真数据记录等模块组成，如图2所示。
图2 嵌入式仿真系统的模块组成 Fig.2 Modules of embedded simulation system
仿真控制管理模块用于协调控制各个仿真模块的同步运行；传感器和武器仿真模块可依据采集的武器装备的真实状态和操控数据，通过与虚拟智能蓝军兵力的交互仿真，完成对传感器的搜索、跟踪等的模拟，以及对武器的状态信息、武器的发射、制导、飞行和毁伤结果的模拟；虚拟智能蓝军仿真模块可通过计算机生成兵力技术生成具有智能性和真实性的“蓝军”兵力（也可以生成部分友军兵力），实现各种参演角色的扮演功能；战场环境仿真模块可进行虚拟地形、电磁、时间、大气环境的仿真；仿真数据记录模块用于对仿真过程中的各项数据进行记录，能支持训练过程回放和训练成绩评估。
（2）嵌入式仿真任务支撑环境
嵌入式仿真任务支撑环境主要由训练任务规划制定、指挥引导、战场态势监控、作战过程回放和训练成绩评估等模块组成，如图3所示。
图3 嵌入式仿真任务支撑环境的模块组成 Fig.3 Modules of embedded simulation task support emiroment
训练任务规划制定具有训练任务规划的制定、编辑和存储等功能；指挥引导模块具有训练人员的指挥、引导等功能；战场态势监控模块用于对作战交战过程进行实时的二维或三维态势监控；训练成绩评估模块可通过仿真记录的数据对训练成绩进行评估；作战过程回放模块可复现作战过程，查找训练中存在的问题。
2 嵌入式仿真技术在军事训练中的应用
2.1 嵌入式仿真的应用现状
早在1987年，美军将嵌入式仿真训练确定为训练设备策略的首选方法。1995年6月，美军宣布将嵌入式仿真训练作为21世纪军队的关键训练计划之一。世界军事强国，尤其是美国，普遍加大了对嵌入式仿真技术的研究与应用，极大促进了嵌入式仿真技术的发展。在之后的十多年间，在陆、海、空领域都出现了许多成功的应用。
陆军具有代表性的应用是美国的M2A3步兵战车、M1A2SEP坦克和“斯特瑞克”战车系列的嵌入式仿真训练系统。M1A2SEP坦克的嵌入式仿真训练系统采用了与实车相同的数字化系统硬件和软件，其操作装置和终端设备与实车为一体，该系统于2003年1月批量生产，目前已装备美军第4机步师和第1骑兵师[5]。根据初步计划，到2025年，美国陆军的所有作战部队都将装备带有嵌入式仿真系统的战斗车辆。
海军具有代表性的应用是美国的CG-47导弹巡洋舰和DDG-51驱逐舰上的宙斯盾作战训练系统（Aegis Combat Training System，ACTS），它为作战情报中心分队提供了嵌入式仿真集体训练和个人训练的能力。在作战情报中心分队训练中，训练系统能够展现战术态势的逼真仿真，能提供各种舰队防空协同作战、反空袭作战、反水面舰作战及反潜作战等态势，从而能在海上或港内实施综合性的舰载战术分队训练。
空军方面，美军开发了针对F16和F15E战斗机的电子战嵌入式仿真训练吊舱，在飞行中能够产生雷达告警接收机虚拟信号。2003年6月，荷兰国家空天实验室（NLR）、荷兰空间研究院（Dutch Space）和荷兰皇家空军联合开发了嵌入式仿真训练验证系统，将其应用于F16战机；并于2009年与美国洛克希德•马丁公司签署了价值为1.88亿美元的合同，为F-35战斗机开发嵌入式仿真训练系统；美军计划在第三批的F-35战斗机上正式安装嵌入式仿真训练系统[6]。2009年11月，波音公司通过了一系列F-15E嵌入式仿真训练关键部件的演示验证，2012年，波音公司与美国空军研究实验室签订了价值630万美元的三年期合同，为美国空军F-15E和美国海军F/A-18E/F开发嵌入式仿真训练系统，并于2013年年底在内华达州内利斯空军基地进行了示范演练。
2.2 嵌入式仿真训练方式的定位
目前，部队的训练方式主要有模拟器训练、实兵演练和分布式仿真训练等三种方式。在战术对抗训练层级方面，嵌入式仿真训练比模拟器和实兵演练具有明显的优势，但嵌入式仿真训练并不能完全代替模拟器训练和实兵演练，每种训练方式是互为补充的关系，而不是替代的关系，每种方式都有其独特的应用定位。如图4所示，模拟器训练主要定位于武器操作层面的训练，主要用于训练作战人员对装备的熟练度；嵌入式仿真训练主要定位于战术训练层面，用于训练作战人员对任务的反应和操作；分布式作战模拟主要定位于协同作战训练层面，主要训练作战人员的作战、指挥协同；实兵演练的定位跨度较大，但其又有很大的局限性，需要其他补充训练手段。每种方式都是必需的，但不是绝对的。
图4 训练方式及主要用途 Fig.4 Trcining methods and main use
2.3 嵌入式仿真训练系统的嵌入方式
按照训练功能在武器装备中的嵌入程度，嵌入式仿真训练系统主要分为以下三种方式。
（1）完全嵌入式
所有的训练功能被完全嵌入到武器装备内部，通过系统的运行模式的转换来完成功能的切换。该类型的嵌入式训练系统集成度高、可靠性高、训练逼真，但训练系统的研制需要与武器系统研制同步。
（2）附加式
采用额外的部件安装在武器装备之上，通过接口装置与武器装备连接实现训练功能。其特点是可方便的完成在装备上的安装和拆卸，同型号的相同装备均可适用一台系统进行训练。
（3）数据链路式
嵌入式训练系统采用实际装备、训练控制台及相关的有（无）线数据传输设备等完成训练。训练过程中，人员操纵实际装备，控制台通过有（无）线数据传输设备与实装设备连接，产生训练信号来驱动装备，来完成作战人员的虚拟战术训练任务。
3 嵌入式仿真训练的应用示例
以航空兵的机载嵌入式仿真训练的应用为例，介绍嵌入式仿真训练系统的模块组成和嵌入式训练过程。
3.1 机载嵌入式训练系统组成结构
机载嵌入式训练系统由参训飞机、嵌入式仿真系统、地面任务支撑环境等组成，如图5所示。嵌入式仿真系统内嵌到参训飞机内部，通过1553B总线接口与飞机其他航电系统进行交联，与地面任务支撑环境通过无线数传链路进行数据交互。嵌入式仿真系统与参训飞机系统之间的交互包括两种：一种是从飞机的总线上采集仿真所需要的各种数据，包括飞机的姿态、状态、位置、武器攻击数据和各种操控的命令等数据；另一种是仿真后上传给飞机的各种数据，包括机载雷达仿真数据、机载武器的仿真数据、电子对抗数据等。
图5 机载嵌入式战术训练的组成结构 Fig.5 The composite of airbome embedded tactical training
3.2 机载嵌入式训练系统的功能模块
机载嵌入式训练系统主要由模拟系统管理、战场环境仿真、机载雷达仿真、机载空空/空地武器仿真、虚拟智能目标生成及对抗仿真、数据采集、数据记录和安全保障监控等模块组成。训练时用火控雷达、武器、电子对抗仿真模块，代替参训飞机的真实雷达、武器和电子对抗设备作为总线数据的输入源，如图6所示。
图6 机载嵌入式战术训练的功能模块 Fig.6 Fumction moduels of airbome embedded tactical training
图7 机载嵌入式战术对抗训练过程示意图 Fig.7 Training process of airbome embedded tactical against
3.3 机载嵌入式战术对抗训练过程
机载嵌入式战术对抗训练过程如图7所示。首先根据训练预案，制定训练任务计划方案，设定虚拟战场环境、虚拟目标（包括目标性能特性、起始位置、战术规则等）、友机属性等，导出训练任务方案数据；为飞机的嵌入式战术训练系统加载任务方案数据。
飞机起飞后，飞行员适时启动嵌入式战术训练程序。进行训练模式，机载雷达仿真代替飞机的火控雷达作为总线控制管理计算机的雷达数据输入源，可以根据目标信息、飞机姿态信息及飞行员的操作信息实时解算雷达系统状态参数、天线状态数据等完成雷达搜索、跟踪和识别，并通过总线控制管理计算机送出显控画面到各显示终端进行实时显示，截获目标后转入攻击状态。
进入攻击状态后，空空/空地机载武器仿真代替飞机的机载武器作为武器的输入源，空空/空地机载武器仿真模块根据训练任务计划中设定的武器信息，并结合当前武器操控信息向飞机的任务管理计算机返回武器挂载状态，任务管理计算机进行火控攻击解算，在飞机的平显或下显上实时生成目标的跟踪、锁定、攻击等提示信息，飞行员在驾驶飞机的同时完成虚拟武器攻击任务。
武器发射后，空空/空地机载武器仿真模块根据发射点飞机姿态、位置、环境数据等解算武器的弹道轨迹，并给出攻击结果。
嵌入式战术训练系统实时记载飞机状态和操控信息、虚拟目标信息、战场环境信息、交战信息等数据，训练完成后，地面支持系统根据记录的各项数据进行训练任务的评估和训练过程回放，达到以评促训的目的。
4 结束语
嵌入式仿真技术还是一个很新的研究领域，仍然存在着许多问题需进行深入研究。嵌入式仿真训练作为一种创新的训练方式可以满足其在一体化、实战化方面的要求。可以预见，随着计算机技术、电子和软件技术的发展，嵌入式仿真训练的优势将逐渐展现，军事应用前景十分广阔。
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多人制机组驾驶员执照训练能力评估及差异化研究
Research on Capability Assessment and Discrepancy in MPL Training Program
作者: 杨虎中国民航大学 飞行技术学院，天津 300300杨虎（1965- ）男，硕士生导师。主要研究方向：通用航空。Tel：18622071618 E-mail：tiger_yang0211@163.com 周元清中国民航大学 安全科学与工程学院，天津 300300通讯作者. Tel.: 13821110231 E-mail: zyq_89@126.com周元清（1987- ）男，硕士研究生。主要研究方向：通用航空。Tel：13821110231 E-mail：zyq_89@126.com 由扬中国民航大学 飞行训练管理处，天津 300300由扬（1972- ）女，硕士。主要研究方向：飞行训练与飞行安全。College of Flight Technology, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, ChinaCorresponding author. Tel. : 13821110231 E-mail:zyq_89@126.comCollege of Safety Science & Engineering, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, ChinaFlight Training and Management Department, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China
Author: YANG Hu ZHOU Yuanqing YOU Yang
关键词：多人制机组驾驶员执照;训练;能力评估曲线;Matlab
Keywords：multi-crew pilot license;training;figures of capability-assessment;Matlab
摘要：为了直观地反应多人制机组驾驶员执照（Multi-crew Pilot License，MPL）训练中课时能力评估结果，利用Matlab软件编制相应程序实现了单课时能力评估结果曲线图、多课时能力评估结果曲线图、单个能力多课时能力评估结果曲线图、多个能力多课时能力评估结果曲线图地绘制。从曲线图上可以很直观地观察到存在问题的能力要素以及相应的能力；同时通过定义优秀率，从另一个角度解决了同一个能力在不同课时中差异无法比较的问题。利用Matlab软件，通过编制统一的程序可以得到任意学员任意能力的曲线图，对比其他软件而言，省去了许多重复性的工作，在实践中具有较强的应用价值。
Abstract：In order to see the result of capability-assessment in the Multi-crew Pilot License( MPL)training program, it was implemented by use of Matlab software in the figure of capability-assessment of the single course program, the multiple courses program, the single capability in multiple courses program, and the multiple capability in multiple courses program. It can be showed clearly from the figures about some elements of the capability or the corresponding capabilities with some problems. Moreover, as to define the excellent rate, another problem, which is to distinguish the capability in different courses, can be solved from another aspect. Compared to other software, Matlab is more practical and useful in realty.
引用格式：YANG Hu, ZHOU Yuanqing, YOU Yang. Research on capability assessment and discrepancy in MPL training program[J]. Aeronautical Science & Technology, 2014,25(11):61-65. 杨虎，周元清，由扬. 多人制机组驾驶员执照训练能力评估及差异化研究[J].航空科学技术,2014,25(11):61-65.
自2006年国际民航组织（ICAO）提出多人制机组驾驶员执照[1]（Multi-crew Pilot License，MPL）以来，由于其基于能力的训练和评估方式，以及大量采用现代模拟机训练的特点，受到各国大力支持。目前，包括我国在内，有超过30多个国家和地区正在进行MPL训练的试点研究。在这些研究当中，能力评估和威胁与差错管理（TEM）[2]是最大的研究热点。而在能力评估方面，由于训练结束后存在大量的能力评估结果，为了能够清楚、方便地展现这些结果，让观察者查看训练的能力变化，找到能力训练中存在薄弱的地方，从而制定相应的训练对策，有必要对能力评估结果的展现方式进行研究，其中曲线图是最直观的展现方式。
然而国内外却鲜有人在此方面进行研究。他们的研究在以下方面：国外，Nicklas Dahlstrom[3]在人为因素——培训的挑战（Human Error – The training challenge）中介绍了MPL发展过程中可能存在威胁，指出或许基于经济因素的原因，降低了有关标准，可能会对飞行安全造成影响；Eberhard Schmidt[4]应对MPL的发展趋势，以乐观的经济数据和科学的实验数据探讨了一种创新性程序培训系统；Peter Tharp、Dieter Hass[5]等人基于MPL对飞行模拟训练设备的需求特点，研究了MPL对未来飞行模拟训练设备的影响以及未来飞行模拟机所需要达到的合格标准。国内，庆锋、苏宁等[6，7]从整体上对MPL做了介绍，并指出了MPL在我国未来的发展趋势；关立欣[8]则通过对MPL系统的介绍，研究了MPL的培训策略；柏艺琴[9]等通过研究MPL的训练实施情况，探讨了MPL训练所需的课程设置；郭勤昊[10，11]则探讨了MPL培训中技术技能和非技术技能培养的重要性。纵观这些研究，却没有涉及能力评估结果曲线图方面的内容。
考虑到能力评估结果的数据众多，而评估内容基本一致，以编程方式来处理这些数据较为方便。Matlab在编程应用和图像处理方面应用很广，非常适合本文的研究。因此，本文利用Matlab工具进行编程，绘制出单课时能力评估结果曲线图、多课时能力评估结果曲线图、单个能力多课时能力评估结果曲线图、多个能力多课时能力评估结果曲线图。通过这些曲线图可以方便观察者查看，从而进行能力之间相互比较，发现存在的问题，提出整改措施，提高训练质量。
1 能力评估
1.1 MPL训练中所需要评估的能力
空中航行服务程序（PANS-TRG）[12]中对能力的定义为，按照既定标准执行任务时所需要的知识、技能、态度的组合。目前，所需要进行评估的能力分为人工飞行路径管理(MFPM)、自动飞行路径管理(AFPM)、程序和知识的应用(APK)、情景意识(SAW)、交流(COM)、任务管理(TKM)、团队合作(TWK)、决策制定(DMK)、非预期状况管理(UFM)和威胁与差错管理(TEM)10种。其中，TEM作为MPL训练中特别强调的一种能力，它的评估需要建立在其他9个能力的基础上进行，是单独的一个研究热点，本文暂不讨论。
在能力类别的基础上，实际评估中需要评估一个能力的具体表现，即需要对能力进行指标分解。按照《多人制机组驾驶员执照训练和管理办法》[12]（以下简称管理办法）中的要求，可将这些分解的指标称作能力要素。评估时，按照能力要素的表现标准进行评估。
1.2 能力评估过程
MPL训练分为四个阶段，分别是基本飞行技能训练阶段、初级训练阶段、中级训练阶段、高级训练阶段。每一个阶段包含若干课目的训练，比如基本飞行技能阶段包括驾驶舱程序、基本驾驶术操作、基本仪表训练等课目。而每一个课目又包含若干课时的训练。按照管理办法中的规定，在MPL训练中需要对每一阶段、每一课时进行评估。
1.2.1 课时评估
按照训练进度，每一课时都有需要达到的期望目标，根据这些目标开发出在本课时需要评估的每个能力以及它们所包含的指标，这些指标也就是能力要素。他们分散在不同任务中，在实际评估时，教员根据这些能力要素的表现标准进行评估。
一般评估的方式是进行打分判断，每课时对相关的能力要素都有一个预期的分数要求，达到或高于预期要求表示该项能力要素合格，否则认定为本次评估不合格，需要在下一次进行重新评估。所有的评估都要在规定的练习范围里达到，如果超出规定练习范围，需要补充练习。
1.2.2 阶段评估
每个阶段的所有课时训练完成以后都要进行阶段评估，其目的是评估飞行学员是否达到了一开始所设置的训练目标。而阶段评估的最终成绩认定包括两个方面，其一是本阶段所组织的阶段飞行实践考试结果，其二是平时课时能力评估结果。因此，可以看出课时能力评估是其中最基础也是最重要的内容。
1.3 能力评估结果
按照能力表现标准进行打分评估后，将评估结果输入电脑建立评估数据库。尽管可以方便地调入数据查看每课时的结果，但若想发现其中存在的问题需要对数据一一进行比较，十分不便，因此需要如曲线图等直观的方式来展现最后的结果。本文使用Matlab工具绘制曲线图，该软件功能强大，应用广泛，具有以下特点：（1）可视化。不仅体现在可以得到最终的结果，而且还能够方便地观察到各个变量在中间过程的变化，可通过变量的细微变化直观反映出最终结果的细微变化；（2）易编程。相比其他类似工具，Matlab操作更加方便，其数据库中存在大量可以使用的函数，方便直接调用，更加易于编程；（3）适用性。MPL训练的数据会随着课时的增加迅速增加，而且每课时都是相对固定的内容，重复性很大，因此适合用Matlab进行编程处理。此外，由于最终结果会经过多项数据处理过程才能得到，数据处理过程中人工单独操作越多就越容易造成失误，而使用其他软件就需要经过若干步单独的人工操作，所以也更容易导致最终结果与实际结果的偏离，相比其他软件而言，Matlab更适合用于本文的研究工作。
2 能力评估结果分析
根据所需要实现的功能，可以编制相应的程序来实现。本文需要实现单课时能力评估结果曲线图、多课时能力评估连续曲线图、单个能力多课时能力评估结果曲线图、多个能力多课时能力评估结果曲线图地绘制。假设某学生的能力评估结果部分内容如表1所示。
表1中，x表示输入的能力要素，其中整数表示第一次评估，若存在紧邻的小数表示该项能力要素第一次未合格，需要进行下一次评估，直到合格为止；y表示实际的能力评估结果，Y表示期望的能力评估结果。另外，为方便起见，将各个能力的能力要素按照顺序排列，而在实际中只需按照执行任务的顺序来记录评估结果。在程序编制过程中，只需输入对应能力的能力要素，无需按照表中方式进行排列。
2.1 单课时能力评估结果
表1 某学生能力评估结果部分内容 Table 1 Part of the result in one student’s capability-assessment
本节功能是按照单课时能力要素的评估顺序依次排序，将单个能力要素的期望值与实际值对应起来，方便观察者知道飞行学员在哪些能力要素上存在不足，在哪些能力要素上表现优秀。本节功能比较简单，按照要求编制相应运行程序即可实现。以课时1MFPM、AFPM、COM的能力评估结果曲线图的实现方式为例，如图1所示。
图1 单课时能力评估结果曲线图 Fig.1 Capability-assessment in single course
从图1中可以清晰地看出各个能力要素的要求，以及未达到要求的能力要素，如能力要素4和能力要素11，还能看出它们进行了一次重复评估。
2.2 多课时能力评估结果
本节功能是在2.1节的基础上，将任意单个课时能力评估结果曲线图进行连接，从而实现连续的多课时能力评估结果曲线图地绘制。该部分的难点是如何实现坐标平移，为此利用Matlab编制连接函数实现坐标平移的功能，从而将2.1节中所实现的单个课时能力评估结果曲线图在一张图上进行无缝连接，方便观察者查看任意课时相互连接后的完整曲线图。以课时1、课时2、课时3数据，编制程序实现MFPM、AFPM、COM能力评估曲线地绘制，如图2所示。
2.3 单个能力多课时能力评估结果
图2 多课时能力评估结果曲线 Fig.2 Capability-assessment in multiple courses
本节功能是实现9个能力中任意单个能力在不同的课时中所评估的结果曲线图地绘制。目的是为了让观察者清晰看到哪种具体的能力在课时训练中存在不足，哪种具体的能力在训练中表现优秀。
对于某项能力的具体能力水平，是由其所涉及的能力要素来反映的。一个能力要素是否合格（即达到期望要求）关系到整项能力是否合格，只有所有能力要素都合格才能算作该项能力合格。判断单个能力是否合格很容易在曲线上反映出来，但这无法反映出学员在不同课时的能力差异，因此不能简单地以曲线上是否合格来反映能力的变化。同一个能力在不同课时训练的场景不同，将会涉及不同的能力要素，或者同一能力要素在不同课时需要达到的期望要求也不同，这些因素都让不同课时能力水平相互比较成为难点。
本文从另外一个角度——优秀率来反映不同课时能力水平的差异。尽管同一个能力在不同课时可能拥有不同的能力要素，或者相同能力要素在不同课时可能有不同期望要求，但每个能力要素总是可以通过实际与期望之差来反映该能力要素的水平，并通过这个差值在所有能力要素中所占的比率来反映单位能力要素的优秀程度，即优秀率。该项能力所有能力要素的优秀率之和即该项能力的优秀率，因此该项能力可以在不同课时进行自身比较，在同一课时也可以和其他能力进行比较。优秀率越大，反映出单位能力要素中超过期望能力要求的能力要素个数越多，即能力掌握水平越好。
为此，定义：
式中，E表示某项能力的优秀率，n表示该项能力所包含的能力要素个数，yi表示能力要素实际值，Yi表示能力要素期望值，Ni表示实际值与期望值的差值。由于存在某项能力要素不合格将会引起该项能力不合格的要求，当实际值比期望值小的时候应保证该项能力为不合格状态，可用负数表示，利用-n表示某项能力要素不合格就能保证该项能力不合格。
依据上面的定义，编制相应的程序。以MFPM数据为例，得到相关能力曲线图，如图3所示。
图3 多个能力单课时能力评估结果曲线图 Fig.3 Multiple capability-assessment in single course
从图3可以看出，MFPM在课时2和课时3的第一次评估时未达到合格要求，即为负数，在接下来的评估中达到合格要求。同时可以看出，课时2的MFPM整体能力优秀率低于课时1和课时3，反映出课时2的能力水平掌握状况不如课时1和课时3。
2.4 多个能力多课时能力评估结果
本节可实现在同一张图上将多个能力在不同课时的曲线展现出来，既可实现单个能力不同课时的横向比较，也可实现不同能力水平的纵向比较。
在2.3节的基础上，只需将单个能力评估结果曲线图进行连接。以实现MFPM、AFPM、COM曲线地绘制为例，如图4所示。
图4 多个能力多课时能力评估结果曲线 Fig.4 Multiple capability-assessment in multiple courses
从横向比较来看，MFPM在课时2和课时3第一次评估时未合格，课时2优秀率低于课时1和课时3，表明课时2能力掌握水平没有课时1和课时3好；AFPM在课时1和课时3第一次评估时未合格，随后三个课时优秀率相同，且刚好达到合格要求；COM在三个课时里第一次评估时均合格，但同样刚好达到合格要求。从纵向比较来看，在课时1里，MFPM优秀率高于AFPM和COM，表明MFPM掌握水平高于AFPM和COM；课时2里，三者水平一致；课时3里，MFPM优秀率同样高于AFPM和COM，表明在本课时里MFPM掌握水平也高于AFPM和COM。
3 结论
本文利用Matlab编制相应程序实现了单课时能力评估结果曲线图、多课时能力评估结果曲线图、单个能力多课时能力评估结果曲线图、多个能力多课时能力评估结果曲线图地绘制。从曲线图上出可以很直观地观察到存在问题的能力要素以及相应的能力；同时通过定义优秀率，从另一个角度解决了同一个能力在不同课时中差异无法比较的问题。对比其他软件而言，使用Matlab软件省去了许多重复性的工作，非常适合处理MPL训练中大量的能力评估结果数据。
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