研究
研究
飞机高温空气导管泄漏温度场计算研究
Numerical Study on Temperature Field Related to High Temperature Pneumatic Duct Leakage
作者: 张秋中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832721 E-mail：zhangqiu717@126.com张秋（1985-）女，硕士，工程师。主要研究方向：飞机环境控制系统设计与研究。Tel：029-86832721 E-mail：zhangqiu717@126.com 党晓民中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089党晓民（1966-）男，博士，研究员。主要研究方向：飞行器环境控制与安全救生研究。 卜雪妮中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089卜雪妮（1968-）女，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机环控救生试验研究。 李荣军中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089李荣军（1977-）男，学士，研究员。主要研究方向：飞机环境控制系统设计与研究。AVIC The First Aircraft Design Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832721 E-mail: zhangqiu717@126.comAVIC The First Aircraft Design Institute，Xi’an 710089，ChinaAVIC The First Aircraft Design Institute，Xi’an 710089，ChinaAVIC The First Aircraft Design Institute，Xi’an 710089，China
Author: ZHANG Qiu DANG Xiaomin BU Xueni LI Rongjun
关键词：高温空气导管；绝热套管；泄漏过热探测；温度场计算
Keywords：>high temperature pneumatic duct；adiabatic sleeve；leakage overheat detection；calculation of temperature field
摘要：针对使用绝热套管与空气层的组合隔热方式的高温空气导管，从其泄漏过热探测原理出发，分析了导管泄漏过热探测的关键影响因素。以某飞机引气导管为例，采用FLUENT软件对此高温导管发生气体微泄漏时温度场进行计算，并与试验结果进行对比。试验结果表明，计算结果与试验结果基本一致，在工程上可以使用该方法对飞机高温空气导管隔热以及泄漏过热探测进行系统设计。
Abstract：To the high temperature pneumatic duct，which uses the combination of adiabatic sleeve and air layer，the key factors influencing the overheat detection of pipe leakage were analyzed based on the principle of leakage detection. Taking a pneumatic duct as an example，used FLUENT software to calculate the temperature field when the hot gas leaks，and compared with the experimental results. The results shows that the calculation agree with experiment. This method can be used to thermal insulation design and overheat detection design of high temperature pneumatic duct in the engineering.
中图分类号：TK124 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0010-05
收稿日期：2016-12-07；退修日期：2017-01-10；录用日期：2017-02-15
引用格式：ZHANG Qiu，DANG Xiaomin，BU Xueni，et al. Numerical study on temperature field related to high temperature pneumatic duct leakage[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：10-14. 张秋，党晓民，卜雪妮，等. 飞机高温空气导管泄漏温度场计算研究 [J]. 航空科学技术，2017，28（03）：10-14.
为防止飞机高温空气导管散热、导管气体泄漏等造成附近设备或结构过热，并兼顾保证下游子系统供气量，需要对飞机高温导管进行隔热设计和气体泄漏探测设计[1]。飞机高温空气导管传统隔热方式一般是采用导管外包覆玻璃丝棉的形式进行隔热设计，此种隔热方式能够满足导管隔热需求，但是不能满足导管泄漏过热探测要求。而采用复合材料绝热套管与空气夹层组合形式的隔热方式，能够兼顾导管隔热和气体泄漏过热的探测需求[2]。
对于飞机高温空气导管气体泄漏，根据泄漏程度可分为两种情况：一种是导管的微漏，主要是导管裂纹、外力作用、腐蚀、老化等导致导管气体泄漏，为保证泄漏探测系统能够探测到此种泄漏，需要对此时导管外环境温度场进行计算，以供飞机泄漏过热探测系统报警温度设计参考；另一种是导管发生破坏性泄漏，大量高温气体泄漏，导管外较大范围内环境温度接近导管内高温气体温度，泄漏探测器处气流温度势必超过报警点而引起泄漏探测系统报警，此种情况不需要进行计算。
目前，关于高温空气导管发生泄漏时的温度场计算研究比较深入的有文献[3]和文献[4]，是侧重于纯理论性的仿真计算和试验研究，与实际型号应用存在较大差距。本文采用复合材料绝热套管与空气夹层组合形式进行导管隔热方式的某飞机为例，利用FLUENT软件对导管泄漏温度场进行仿真计算，并与试验结果进行对比，以验证计算方法的准确性。
1 导管泄漏过热探测原理及影响因素分析
目前，飞机防火过热探测器利用共晶盐受热电抗急剧降低的原理对飞机上系统高温空气导管进行泄漏过热探测。
本文采用的绝热套管与空气层组合的隔热方式为导管防火过热探测提供了重要的泄漏过热探测基础。其结构如图1所示[2]，绝热套管由复材绝热层、复材衬圈、气体泄漏探测孔和金属丝网组成，复材绝热层与高温导管外表面通过复材衬圈支撑，保证空气层沿高温导管走向厚度均匀、一致，根据防火泄漏过热探测系统需要，在绝热套管上布置有一定数量的泄漏探测孔，可用金属丝网覆盖，以防异物进入。
图1 高温空气导管组合隔热结构示意图 Fig.1 Construction diagram of thermal insulation high temperature pneumatic duct
防火过热探测器布置于高温导管绝热套管外，如图1所示，沿途经过绝热套管上预留的各个泄漏探测孔正上方，与泄漏探测孔按照一定距离进行布置。
为保证防火过热探测器达到设计要求，能够及时准确对飞机系统高温空气导管泄漏情况进行探测，需要合理设计报警温度值，其温度值主要受以下因素影响：（1）空气导管内引气温度、压力；（2）绝热套管上泄漏探测孔大小；（3）防火过热探测器与绝热套管表面的距离；（4）所处外界环境温度、环境空间限制大小等。
泄漏过热探测报警温度需要合理设计，如果设计值偏高，则达不到泄漏探测要求，相反，设计值偏低则会导致误报警。本文对导管发生微泄漏时导管外温度场进行计算研究，以供防火过热探测系统报警温度设计提供设计输入和理论参考。
2 设计状态确定
对于采用复合材料绝热套管与空气夹层组合隔热方式的高温空气导管，根据导管泄漏孔与绝热套管泄漏探测孔的位置不同，泄漏探测孔处被探测过热气流的流动形式也存在差异，可归结为两种情况：（1）当二者同侧相对时，如图2（a）所示，泄漏气体在泄漏孔和泄漏探测孔处均形成射流，此种情况最容易进行过热探测，报警响应时间最短。（2）当二者错开时，如图2（b）所示，泄漏气体在导管泄漏孔处形成射流，在与夹层内气体混合后逐渐流到泄漏探测孔处，未形成射流，该热气源源不断流出，经过一段时间热气累积，过热探测器方能报警。此种情况下，当导管泄漏孔与绝热套管上泄漏探测孔距离越近，过热探测器越容易探测，报警响应时间越短。为了避免防火过热探测系统漏报警，应该以导管发生微泄漏时最不易探测情况为设计状态。本文即对高温空气导管发生后一种微泄漏情况进行温度场研究。
图2 导管泄漏孔与绝热套管泄漏探测孔位置示意图 Fig.2 Diagram of duct leak and adiabatic sleeve leakage detection hole
3 导管微泄漏温度场计算及结果分析
3.1 计算模型
假设整个引气导管上的泄漏量是均匀分布的。截取机翼固定前缘内引气导管入口段一部分为计算模型，不考虑复材衬圈和金属丝网。假设泄漏孔在导管上均布，每米一个泄漏孔，根据泄漏气流速度最大不超过声速，取引气压力450kPa，泄漏计算模型中导管泄漏孔直径为Φ3mm，绝热套管上泄漏探测孔直径Φ25mm，按两孔错开且径向相对进行布置，可得泄漏模型，如图3所示，其中，导管长度1m，绝热套管厚度1mm，绝热套管与导管之间的空气层厚度为7mm。
图3 高温导管泄漏模型 Fig.3 Leakage model of high temperature pneumatic duct
应用ANSYS ICEM CFD网格软件获得计算网格，如图4所示，网格单元32.55万，网格节点数9.73万。
图4 高温导管泄漏模型计算网格图 Fig.4 Computing grid model of high temperature duct leakage
3.2 计算条件
计算状态包括3种：地面热天、常温和巡航状态，其环境温度分别取70℃，30℃和-55℃。3种状态下飞机空调系统正常工作时导管的引气流量为2100 kg/h，引气温度为180℃，引气压力为450kPa。边界条件设置如表1所示。
表1 边界条件设置 Table 1 Boundary condition setting
3.3 计算方法
采用FLUENT软件对上述绝热套管内外传热和流动过程进行数值模拟计算，绝热套管与内外气流存在对流换热，与机翼固定前缘蒙皮存在辐射换热。由于引气温度较高而环境温度相对较低，计算中引入了辐射模型以考虑固体壁面间热辐射的影响，应用SIMPLE算法求解，在对流项的离散过程中，采用二阶迎风差分方法[5]。
3.4 计算结果及分析
分别对外界环境温度为70℃，30℃和-55℃三种情况下高温导管泄漏探测稳态温度场进行了计算，经过泄漏探测孔的特征面的温度分布如图5所示，速度分布如图6所示，温度单位为℃，速度单位为m/s。
图5 过泄漏探测孔特征面温度分布 Fig.5 Temperature distribution of the characteristic surface of the leakage detection hole
图6 过泄漏探测孔特征面速度分布 Fig.6 Velocity distribution of the characteristic surface of the leakage detection hole
由图5、图6可见，导管气体泄漏在导管泄漏孔外，初始阶段射流速度急剧增加，导致此段射流温度降低，射流未充分发展即被绝热套管阻挡，泄漏气流速度又迅速降低，局部压强突然升高，形成类似水击现象，被反射回的气流温度又升高，接近导管内气体温度，在特征截面附近，气流绕导管形成环流。此过程可以看作是射流、水击、环流相互叠加的流动过程。接下来泄漏气流逐渐与空气层内原有气流混掺后到达绝热套管泄漏探测孔处逐渐流出。当从泄漏探测孔流出的热气流量积累到一定程度，并且在泄漏探测线处气流温度达到报警温度，泄漏探测系统即可报警。
3种环境温度情况下，绝热套管表面、距离绝热套管20mm、25mm和30mm处曲面平均温度值如表2所示，正对泄漏探测孔处、距离绝热套管20mm、25mm和30mm处温度值如表3所示。
表2 各特征面平均温度计算值 Table 2 Average temperature of each characteristic surface
表3 正对泄漏探测孔轴心各特征点温度计算值 Table 3 Calculated value of the temperature of each characteristic point on the axis of the leak detection hole
由图5可见，导管泄漏温度场会受外环境空间大小（即蒙皮限制环境区域）影响，但是在温度变化核心区内温度变化剧烈，此区域温度变化主要受导管内供气温度和泄漏气流自身速度变化等因素影响，基本不直接受外环境影响，只会对外环境空气有热辐射。
由图6特征面速度分布可见，导管泄漏气流在流出绝热套管泄漏探测孔后初始气流速度衰减很快，在速度变化核心区内很快衰减到与环境空气流速一致。
综上可见，当导管和绝热套管组合结构与计算模型中完全一致，把导管和绝热套管组合结构放到更大的蒙皮限制环境区域（如下文中试验用的高低温试验间）内，在外环境初始温度相同的情况下，当导管发生微泄漏时绝热套管泄漏探测孔附近区域（从泄漏探测孔到距离探测孔30mm范围内）温度分布应该与上述计算结果基本一致。
4 导管微泄漏温度场试验
以某型号飞机环控系统机翼固定前缘内引气导管为例，取包覆绝热套管与空气层组合绝热层的直径110mm、长1mm导管为试验件，在保证与前面计算相同初始条件的情况下，对导管未发生气体泄漏和导管发生气体微泄漏（泄漏孔直径Φ3mm）两种情况进行两项试验。
4.1 试验原理
试验环境温度由高低温试验间保证，导管内温度由热动力试验台模拟，导管内压力通过出口调节阀控制，试验原理如图7所示，供气压力P0=450kPa，供气温度T0=180℃，TH为环境温度。T1～T4分别为需要测量的泄漏探测孔处、泄漏探测孔上方20mm、25mm、30mm处的温度；T5～T8分别为需要测量的绝热套管表面、绝热套管表面20mm、25mm、30mm处的温度。
图7 试验原理图 Fig.7 Diagram of test principle
4.2 试验结果及分析
在环境温度30℃、导管内供气温度为180℃条件下导管气体未泄漏试验和导管气体泄漏试验达到传热稳定状态时的试验结果，如表4所示。
表4 各个测点温度试验结果 Table 4 Temperature test results of each test point
由试验结果可得如下结论：
（1）由泄漏试验可见，绝热套管上泄漏探测孔对应测点（T1～T4）明显比绝热套管表面非泄漏探测孔处（T5～T8）的温度高，是由于泄漏探测孔对应测点处的气流来自导管泄漏的高温气体，其温度明显比非探测孔处环境温度高。
（2）导管发生气体微泄漏试验的各测点温度（T1～T8）明显比导管气体未泄漏试验的相应测点温度高，并且差距较大，尤其是泄漏探测孔处。
4.3 计算结果与试验结果对比
将前面环境温度为30℃时导管发生气体泄漏情况下计算结果与T1～T4试验结果进行对比，结果如图8所示。
图8 计算结果与试验结果对比 Fig.8 Results comparison between calculation and experiment
由图8可见，本文计算结果与试验结果基本一致，误差在7%以内，表明本文采用的计算方法合理、可行。
5 结束语
本文以采用绝热套管与空气层组合隔热的飞机高温空气导管为研究对象，利用FLUENT软件对飞机高温空气导管发生气体微泄漏时导管外温度场进行数值模拟计算，并与试验结果进行对比，可以得到以下结论：（1）本文所采用的计算方法合理、可行。（2）绝热套管上泄漏探测孔处不同位置温度明显比绝热套管表面非泄漏探测孔处相应位置的温度高。（3）有必要对飞机高温空气导管进行气体泄漏过热探测设计。（4）当高温空气导管发生微泄漏时，只要所处外环境空间大于并包含上述泄漏探测孔附近泄漏核心区域，在外环境初始温度相同的情况下，绝热套管泄漏探测孔附近泄漏核心区域内温度分布不受外环境空间大小的限制。
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平尾攻角对T型尾翼颤振特性的影响分析方法
Analysis of the Influence of Stabilizer Attack Angle on T-tail Flutter
作者: 程芳中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者.Tel.：029-86832512 E-mail：avon_chf@163.com程芳（1979-）女，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机气动弹性。Tel: 029-86832512 E-mail: avon_chf@163.com 严泽洲中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089AVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832512 E-mail: avon_chf@163.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China
Author: CHENG Fang YAN Zezhou
关键词：T型尾翼；颤振；非定常气动力；攻角；静升力
Keywords：>T-tail；flutter；unsteady aerodynamic；attack；angle steady lift
摘要：由于常规偶格法颤振分析忽略了对T型尾翼颤振特性有影响的平尾静升力、平尾攻角等因素，因此不能精确预估T型尾翼的颤振特性。采用两种分析方法对T尾颤振进行了分析：一种采用亚声速偶极子网格法和片条理论相结合进行非定常气动力的计算，并采用p-k法进行颤振方程求解；另一种为ZTAIC方法，采用跨声速等效片条理论来计算非定常气动力，颤振求解采用g法。对两种方法计算得到的随平尾攻角变化的结果与试验进行了对比，表明两种方法都可以有效的考虑对T尾颤振有影响的因素，并能获得可信的结果。
Abstract：Due to the features of T-tail in structural and aerodynamic configurations，it is impossible to accurately predict flutter characteristics of T-tail by the conventional flutter analysis methods. The flutter speed is influenced by static lift，attack and dihedral angle of horizontal stabilizer，but been omitted in ordinary analysis. The two methods were adopted for T-tail flutter analysis. One was Double Lattice Method（DLM）and stip theory cooperated for unsteady aerodynamic，and p-k method was used for flutter analysis. The other was ZTAIC for unsteady aerodynamic，g method for flutter. The flutter results variation with attack of horizontal stabilizer from the two methods were compared to the wind tunnel test. It indicates the factors which have influences on the flutter of T-tail are considered by the methods and obtain the satisfactory results.
中图分类号：V211.47 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0015-05
收稿日期：2017-01-24；退修日期：2017-02-21；录用日期：2017-02-27
基金项目：国家科技部国际合作专项基金（2013DFA80710）
引用格式：CHENG Fang，YAN Zezhou. Analysis of the influence of stabilizer attack angle on T-tail flutter[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）: 15-19.程芳，严泽洲.平尾攻角对T尾颤振特性的影响分析方法[J]. 航空科学技术，2017，28（03）: 15-19.
T型尾翼是一种平尾和垂尾组成一个英文字母“T”的独特结构形式。由于其能避开机翼和发动机尾流的影响，提高平尾气动效率[1]，在结构上可实现后机身大开口等诸多优势，因此，T型尾翼构型在大型运输机、水上飞机和尾吊发动机布局的飞机上使用广泛。但其结构特点会导致垂尾扭转频率降低，容易引起垂尾弯扭耦合颤振。另外，平尾和垂尾之间的强气动干扰的存在，也会引起尾翼颤振速度显著降低[2]。因此，对安装T型尾翼的飞机，气动弹性关注的重点是这种特殊结构的颤振特性。
20世纪中期，Rodden和Jennings等对T型尾翼颤振特性进行了详细分析[2-4]，指出了对T型尾翼的颤振特性有影响的诸多因素，并在此基础上开展了相关试验研究[5-6]。结果发现，如果按照常规布局尾翼颤振计算方法对T型尾翼进行分析，不考虑其特殊性，得到的T尾颤振速度比实际高[7]。分析和试验进一步表明，T型尾翼颤振速度随着攻角和平尾静升力的增大而减小[8-11]。平尾攻角增大导致平尾静升力增加，引起平尾更大的静变形，导致平尾产生更大的攻角和正上反角，从而降低T型尾翼的颤振速度。本文采用亚声速偶极子格网法（DLM）与片条理论相结合方法和等效片条法方法（ZTAIC[12]）计算T型尾翼非定常气动力，颤振求解分别采用p-k法和g法，评估了平尾攻角对T型尾翼颤振特性的影响，并与试验结果进行了对比。
1 基于偶极子格网法的片条修正方法
1.1 理论基础
对于特殊结构形式的T型尾翼，垂尾运动会导致平尾产生较大的展向和弦向位移。该位移在颤振计算中不能忽略，T型尾翼颤振分析最与众不同部分为其非定常气动力的求解。
在亚声速范围内，采用线性气动力理论，常规气动力和特殊气动力构成了T型尾翼的非定常气动力。采用常用的亚声速偶极子格网法分析常规非定常气动力，通过片条理论进行特殊气动力部分计算。完整的T型尾翼非定常气动力由这两部分广义非定常气动力叠加而成，即：
式中：Q0为常规非定常气动力部分；ΔQ为附加的T型尾翼特殊非定常气动力。
（1）Q0的计算
在亚声速范围内，采用亚声速偶极子格网法计算的常规非定常气动力，可以表述为：
式中：ρ为大气密度；V为来流速度；q为广义位移列阵；A0为广义气动力影响系数矩阵[13]。
（2）ΔQ的计算
采用修正的片条理论方法分析附加的特殊非定常气动力，沿展向把平尾划分成一系列的片条，忽略片条的弦向变形，将其视作刚体，对于其中任意一个片条其受到的气动力L为：
式中：B为片条的气动影响系数矩阵；d为运动自由度，其与振动模态坐标Φ之间的关系为：
附加的广义非定常气动力为：
具体地，在分析矩阵B元素时，主要考虑片条的滚转运动、片条的弦向运动、片条的偏航运动和片条的侧向运动。在不考虑阻尼的小扰动谐振荡条件下，经过Theodorson修正后，T型尾翼的附加非定常气动力公式为：
其中，
式中：l0为片条上的定常升力；C（k）为Theodorson 函数；k为减缩频率；br为参考长度；Ω为1/4后掠角；q为飞行动压；c为片条弦长；C1为升力系数。
对片条的刚心取矩，单个片条上力矩公式为：
式中：
为气动中心到片条弦向中心距离与当地半弦长的比值，一般认为气动中心为1/4弦向处，因此，
；a为刚心到片条弦向中心距离与当地半弦长的比值；b为片条当地半弦长。此处采用了亚声速偶极子格网法计算定常升力l0。
基于以上的分析，片条气动力影响系数矩阵应有以下形式：
其中各参数表示如下：
1.2 分析流程
根据以上描述的基本理论，进行T型尾翼特殊的非定常气动力求解，颤振分析使用p-k法。T型尾翼颤振分析流程如图1所示。
图1 T尾颤振分析流程图 Fig.1 The flow chart of T-tail flutter analysis
2 ZTAIC方法
采用ZTAIC方法分析T型尾翼非定常气动力。以试验测试或计算流体动力学（CFD）分析计算得到的定常压力分布为输入条件，以非定常跨声速小扰动方程为控制方程[14]，求解获得翼剖面的非定常压力系数。ZTAIC方法通过输入定常压力分布来计及平尾静升力的影响，通过翼型来计及平尾攻角、上反角等T型尾翼颤振必须考虑的因素。颤振求解采用g法。
2.1 跨声速等效片条理论
跨声速等效片条理论（TES）可以用于求解任意机翼平面形状问题包括控制面振动问题，分为3个步骤：（1）输入外部压力分布，通过反推出翼型的反向设计，模拟给定来流的激波强度和位置；（2）通过跨声速小扰动方程进行等效翼型的非定常气动力计算；（3）把展向压力相位滞后等效成三维线性流动。图2为TES计算程序。
图2 TES计算程序流程图 Fig.2 The flow chart of TES calculation
2.2 控制方程
跨声速小扰动方法能满足非定常扰动所需的计算精度，三维跨声速小扰动方程表述为：
其中：
无量纲量和坐标系定义如下：
式中：参数c，b，δ和ω分别为翼根弦长、半翼展长、翼型相对厚度和振动频率。
位流
包括两部分：
此处，
为非线性，由于三维非定常小扰动影响非常小可以被忽略。
用于修正振幅Δα所引起的非定常小扰动。因此，
的线性方程为：
采用TES方法，可忽略耦合项
，因此，
可通过求解常规的亚声速升力面元方法得到。
3 算例
分别采用偶极子格网法与片条理论相结合方法和ZTAIC方法，对T型尾翼进行了颤振分析。建立尾段结构有限元模型，在全机重心处固支，如图3所示。颤振分析的T尾气动模型如图4所示。
图3 T尾段有限元结构模型 Fig.3 The FEM model of T-tail
平尾攻角0°时，最低的四支颤振模态如图5所示。比较特别的是最低的两支颤振均为垂尾面内模态与平尾对称弯扭耦合型颤振，区别在于一支以垂尾面内模态为主，一支以平尾对称一弯为主。实际上，从振型看，T型尾翼的垂尾面内模态，平尾振型也呈现对称一弯振型。
图4 T尾气动模型 Fig.4 The aero model of T-tail
图5 T型尾翼典型颤振耦合模态 Fig.5 T-tail classical flutter coupling mode
图6 颤振速度随平尾攻角变化曲线 Fig.6 The flutter speed variation with attack of horizontal stabilizer
图6给出了采用两种算法最低的两支颤振模态颤振速度随平尾攻角变化曲线与风洞试验结果对比。可以发现，平尾攻角变化对以平尾弯扭为主的颤振模态无明显影响，然而以垂尾面内一弯为主的模态随平尾攻角的增大颤振速度明显降低。采用DLM修正方法，当攻角小于-2°时，以平尾对称弯扭为主的颤振略高于以垂尾面内一弯为主的颤振，随着攻角的增大，最低的颤振型为垂尾面内一弯为主的颤振。从图中可以看出，两种算法计算得到的结果与风洞试验结果从数值和趋势上均符合性较好。
通过分析可以发现，攻角引起的T型尾翼气动效应主要是针对以垂尾模态为主的颤振形式，对其他耦合形式的影响不大[10]。
4 结束语
本文采用两种算法对T型尾翼颤振特性进行了研究，分析了T型尾翼特殊结构形式引起的附加气动力效应，可以得出以下结论：
（1）与低速风洞试验结果对比表明，两种分析方法针对T型尾翼颤振特性分析可以得到较为可信的结果，且分析方法简便，工程实用性强；
（2）T型尾翼以垂尾模态为主的颤振形式，不仅指垂尾弯扭耦合形式，文中的颤振形式就是以垂尾面内一弯为主的平尾对称弯扭参与的颤振型，对平尾攻角变化比较敏感，随平尾攻角的增大，颤振速度明显降低；
（3）文中两种分析方法也适用于包含平尾上反角（安装上反角和弹性上反角）的T型尾翼颤振分析，颤振分析时可以考虑对T型尾翼颤振特性有影响的因素，具有通用性。
参考文献
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基于迭代SVD-切向插值方法的MIMO系统降阶
MIMO Systems Modeling Reduction Based an Interative-tangential Interpolation Method
作者: 张红波中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832512 E-mail：zhb3516@126.com张红波（1976-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：气动弹性设计与试验。Tel：029-86832512 E-mail：zhb3516@126.com 李俊杰中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089李俊杰（1987-）男，硕士，工程师。主要研究方向：气动弹性设计与试验。 蒲利东中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089蒲利东（1984-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：气动弹性设计与试验。AVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832512 E-mail: zhb3516@126.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China
Author: ZHANG Hongbo LI Junjie PU Lidong
关键词：模型降阶；奇异值分解；切向插值；气动伺服弹性
Keywords：>modeling reduction；singular value decomposition；tangential interpolation；aeroservoelastity
摘要：为了进一步提高多输入多输出（MIMO）时不变系统模型降阶算法的精度和效率，结合奇异值分解（SVD）降阶和切向插值降阶方法的优点，提出了一种基于迭代SVD-切向插值模型降阶方法（ISTIA）。对于MIMO时不变系统模型降阶，其优点是计算简单有效、性能鲁棒。最后通过对标准算例和气动伺服弹性（ASE）模型的降阶仿真，证明了本文方法的准确性和有效性。
Abstract：In order to improve the accuracy and efficiency of the existing MIMO linear time invariant systems reduction algorithm，combining the advantages of the SVD reduction approach with the tangential interpolation ones，proposed and developed Iterative SVD-Tangential Interpolation Algorithm（ISTIA）. The contribution of the method was to provide a simple but numerically robust and effective procedure. Finally，using the mode reduction of the workbench cases and aeroservoelastical（ASE）aircraft model validated correctness and validity of the proposed algorithm.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.020
中图分类号：V215.3 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）-0020-05
收稿日期：2017-01-18；退修日期：2017-02-09；录用日期：2017-02-13
引用格式：ZHANG Hongbo，LI Junjie，PU Lidong. MIMO Systems modeling reduction based an interative-tangential interpolation method[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：20-24. 张红波，李俊杰，蒲利东. 基于迭代SVD-切向插值方法的MIMO系统降阶[J]. 航空科学技术，2017，28（03）：20-24.
随着现代控制系统的不断复杂化和大型化，导致系统数学模型的维数也越来越高。相应地，这将使得数学模型的变量增加，管理资源增长，最终导致数值计算耗时急剧加大。而且，从控制工程师的角度出发，现代控制分析和综合工具（如μ-分析、H∞控制等）无法处理高维的数学模型，在飞行动力学领域更是这样。工业界对模型降阶和控制设计方法的需求是本文研究的出发点。
本文结合奇异值分解（SVD）降阶和切向插值降阶方法[1，2]的优点，提出了迭代SVD-切向插值方法（ISTIA方法）模型降阶方法。其特点是对于多输入多输出（MIMO）时不变系统模型的降阶。
1 多变量时不变系统的近似问题
对一个稳定、严真的MIMO时不变动力学阶模型
记为：
式中：
，
和
。
模型降阶是寻找一个阶数为
的系统
：
式中：
，
，
。系统H的状态记为
，降阶系统
的状态记为
。W和V分别是左、右投影向量。
在某种范数意义下，
是H最好的近似。要求降阶系统
是最小状态的，并且具有原系统的稳定性。进一步地，在H2范数下模型降价便转化为一个优化问题，使得代价函数J极小。
对于具有无重复特征值
、n阶严真稳定的系统H（s），式（3）所描述的优化问题可以表示为：
式中：B是系统的输入矩阵，C是系统的输出矩阵，Q和P是观测和控制Gramian矩阵，
是特征值。复函数
在的留数记为
，其中
是拉普拉斯变量。
对于上述H2优化问题常用的解决方法有切向插值方法[3-5]和SVD方法[6]。
1.1 切向插值方法
切向插值方法是一种有理Kylov子空间方法。对于严真稳定的系统
，其降阶系统是
，定义Q和P*、
和
分别为H和
的观测与控制Gramian矩阵，
和
是可逆的，如果其满足如下方程：
式（5）中X，Y，
和
可通过求解如下Sylvester方程得到：
那么函数J的一阶优化条件
，
，
得到满足，称之为Wilson条件，其中，
代表拉普拉斯
算子。
方程（5）解决了最优降阶模型的存在性问题，而降阶模型的求解是通过在函数J的每一个驻点处
构造变换矩阵
，
且满足
，从而得到式（2）中的降阶模型系统矩阵。
具体到切向插值方法，如果满足
，
，
，那么对于所有
且
非奇异，则有：
那么：
式中：
和
分别是矩阵A的左特征向量和右特征向量。
代入式（2）可得到降阶模型的系统矩阵。
该方法被用于处理MIMO系统的降阶，但其在处理MIMO系统时使用复杂的信赖域算法且不能保证系统的稳定性，此外，此方法要求初始投影向量足够好。
1.2 SVD方法
模型降阶的SVD方法是通过奇异值分解，得到原系统H（s）的降阶系统
。
系统H的可控和可观Gramian矩阵P和Q满足Lyapunov方程。
进而计算矩阵
的左特征空间的基底矩阵S和右特征空间的基底矩阵T。SVD分解方法利用S和T可以得到H（s）的一个r阶降阶系统，其步骤如下：
（1）假设
是按降序排列的矩阵
的n个不同特征值，
分别是矩阵
的特征值
所对应的左、右特征向量所构成的矩阵，即：
记
，
，其中
、
表示矩阵
的前r个特征值所对应的左（右）特征向量构成的矩阵，下标S是其余特征值对应的特征向量所构成的矩阵。
（2）令
，对E做SVD分解：
则有：
，
。
将式（3）代入式（2）可得到降阶模型的系统矩阵。
SVD方法从Lyapunov方程出发，通过奇异值分解构造变换矩阵对MIMO时不变系统进行降阶，但此方法一般不能保证H2一阶优化条件。并且当系统阶数n>500时，该方法会失效。
2 ISTIA方法
为了克服SVD方法和切向插值方法自身的不足，本文结合SVD方法和切向插值方法的优点，发展了一种新的模型降阶算法ISTIA方法。该方法通过在单侧求解一个Lyapunov方程，设计第一投影算子矢量来保证系统的稳定性；同时，在保证多点匹配精度的情况下，第二个投影算子矢量可通过切向插值方法快速、高效的迭代求解得到[7，8]。ISTIA方法不仅可用于SISO，MISO和SIMO系统模型的降阶，亦可应用于MIMO系统的模型降阶。图1给出ISTIA方法的流程图。
图1 ISTIA方法模型降阶流程图 Fig.1 Flowchart of model reduction procedure by ISTIA
ISTIA方法的优点是：
（1）通过单侧求解Gramian矩阵，每次迭代过程均能保证降阶模型的稳定性。
（2）通过迭代求解H2一阶优化条件或者近似H2一阶优化条件，在多个插值点上，保证单侧切向插值方向一致。
3 ISTIA降阶方法验证
3.1 SIMO时不变系统仿真
针对COMPlib标准库中的SISO系统“CM6”模型，原系统模型的阶数为960阶，用ISTIA方法得到的降阶模型的阶数从2阶到30阶。图2给出了不同阶数的降阶模型与原系统模型的H2范数误差，图3是降阶模型与原系统模型的伯德曲线对比，可见将原系统从960阶降成30阶后，仍与原系统吻合的很好。
图2 “CM6”模型：ISTIA方法H2范数误差 Fig.2 “CM6”model：H2 norm error of ISTIA
图3 “CM6”模型，原始模型和ISTIA降阶模型（30阶）伯德曲线 Fig.3 “CM6” model：bode magnitude of ISTIA model （order=30）and original model
3.2 MIMO时不变系统仿真
针对COMPlib标准库中的MIMO系统“ISS1”模型，原系统模型的阶数为270阶，系统输入维数为3阶，输出维数为3阶。用ISTIA方法得到的降阶模型的阶数从2阶到40阶。图4给出了不同阶数的降阶模型与原系统模型的H2范数误差。图5是降阶模型与原系统模型的伯德曲线对比，可见将原系统从270阶降成40阶后，仍与原系统吻合的很好。
图4 “ISS1”模型，ISTIA方法H2范数误差 Fig.4 “ISS1”model：H2 norm error of ISTIA
图5 “ISS1”模型，原始模型和ISTIA降阶模型（40阶）伯德曲线 Fig.5 “ISS1”model：bode magnitude of ISTIA model（order=40）and original model
3.3 气动伺服弹性（ASE）系统降阶仿真
ASE模型的精度对系统的稳定性分析与综合起着至关重要的作用。一般地，ASE模型的系统阶数比较高，不适合做系统控制律设计和ASE综合；因此，对ASE模型进行降阶是必要的。本文针对具有2阶刚体模态、15阶弹性模态以及7个滞后根的飞机ASE动力学模型（总阶数是41阶），输入维数为2阶，输出维数为2阶。用ISTIA方法进行降阶，得到的降阶模型的阶数从2阶到22阶。图6给出了不同阶数的降阶模型与原系统模型的H2范数误差，图7是ISTIA方法得到的降阶模型与原系统模型的伯德曲线对比，可见将原系统从41阶降成22阶后，仍与原系统吻合的很好。
图6 ASE模型：ISTIA方法H2范数误差 Fig.6 ASE model：H2 norm error of ISTIA
图7 ASE模型：原始模型和ISTIA降阶模型（22阶）伯德曲线 Fig.7 ASE model：bode magnitude of ISTIA model（order=22）and original model
4 结束语
本文提出了一种迭代SVD-切向插值模型降阶方法，克服了原有模型降阶方法的不足，能够快速高效地对MIMO时不变系统模型进行降阶。通过对经典标准库中的模型和气动伺服弹性模型的降阶应用，验证了ISTIA方法在精度、数值稳定性等方面的有效性和可行性，可用于弹性飞行器的ASE分析与主动控制设计。
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基于CIA网络的航电系统集成生产平台设计
Integration Production Platform Design of Avionic System Based on CIA Network
作者: 刘玥中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安710089通讯作者. Tel.：029-86832754 E-mail：liuyue301@sohu.com刘玥（1983-）男，学士，工程师。主要研究方向：航空电子系统集成测试。Tel：029-86832754 E-mail：liuyue301@sohu.com 张峰中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安710089张峰（1978-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：航空电子系统设计。 傅磊中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安710089傅磊（1983-）男，硕士，工程师。主要研究方向：航空电子系统仿真与验证。AVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832754 E-mail: liuyue301@sohu.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China
Author: LIU Yue ZHANG Feng FU Lei
关键词：航电系统集成；柔性化配置；CIA网络；仿真系统
Keywords：>avionic system integration；flexible configuration；CIA network；simulation system
摘要：大型运输类飞机航电系统具有体系构架、功能、逻辑接口复杂，机载设备组成种类繁多等特点。在批量生产过程中，激励测试和集成测试等工作量巨大，仅仅依赖人工已无法满足生产质量和进度要求。基于CIA网络设计了具有资源柔性化配置、生产过程统一管理、自动化测试等功能的航电系统综合化集成生产平台，实现了自动化测试、资源优化配置和生产过程的管理，全面提高了生产效率和生产质量。
Abstract：A large transport airplane has the characteristics of complex architecture，functions，logic interfaces and a wide variety of equipment. Manual work can no longer satisfy the requirements for high quality and efficiency because there are lots to do with the simulation test and integration test during mass production. A kind of synthetic avionic system integrating production platform was designed based on CIA network，with the function of flexible resource configuration，production process management and automatic test. The production resources optimization，production schedule optimization and automatic test has been realized，so that the production efficiency and quality is enhanced eventually.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.025
中图分类号：V243 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0025-05
收稿日期：2016-10-24；退修日期：2016-11-04；录用日期：2016-11-14
引用格式：LIU Yue，ZHANG Feng，FU Lei. Integration production platform design of avionic system based on CIA network [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：25-29. 刘玥，张峰，傅磊.基于CIA网络的航电系统集成生产平台设计[J]. 航空科学技术，2017，28（03）：25-29.
随着航电系统的结构和功能日趋复杂、技术密集程度日益提高，航电系统已不单单是导航、通信、雷达、火控和显示控制等技术和设备的罗列，而是这些技术和设备之间乃至与整个飞机系统之间的综合，绝大部分设备都无法单独装机使用。航电系统的功能依赖于各设备接口的交联、信息的传输，因此，在将航电设备向更高一级系统交付时，航电系统集成就显得十分必要。航电系统集成也是从性能、功能、接口和逻辑上保证系统质量的手段，经系统集成后的航电系统故障率更低、可靠性更高，从而降低了全寿命周期成本[1]。
在航电系统集成生产中，测试内容及记录点多，操作复杂，利用全人工进行生产已无法满足飞机航电系统集成生产质量及周期的要求。针对上述问题，需要设计一套基于公共接口框架（Common Interface Architecture，CIA）网络的航电系统集成生产平台。该平台基于CIA网络的总体架构，以先进的测试技术和测试方法为各种机型航电系统提供一套完整的生产环境。平台集成各产品测试设备，具备生产过程的统一管理功能，能够将待集成设备、工装设备和检验设备的状态统一进行管理，统一调度和控制生产现场的各类设备及软件；同时，可根据生产任务，配置生产过程所需的生产环境，支持多种总线及非总线信号的设计和仿真。
1 总体构架
平台采用分布式架构，同时设计一套全局数据共享和远程控制的网络传输服务CIA，实现网内实时数据的交互，提供平台内部数据、状态、指令的收发通道，实现各个系统间的协调控制，降低各系统间的耦合度，方便平台节点的增减和软件功能及硬件设备的扩展，达到平台柔性化的设计目的。平台的设计原理如图1所示。
生产管理系统根据具体的系统集成任务，从测试指令集中调度相关的自动化集成测试程序，组织自动化集成测试程序的执行，监控各个生产设备的运行状态；软件灌装设备完成待集成系统应用程序和配置表的灌装；仿真系统和数据采集系统直接与待集成系统交联，仿真系统完成仿真数据的注入，数据采集系统完成机载数据的实时采集；生产数据记录与分析系统完成对所需生产数据的记录和存储，并对生产数据进行在线分析和离线分析；集成结果处理系统依据生产数据，自动生成系统集成报告[2]。
2 设计实现
图1 集成平台原理图 Fig.1 Integration platform schematic
如图1所示，集成平台接口复杂且规模较大，同时具备数据管理、任务调度、数据监控、分析、存储等功能组件，因此，需要设计一种通用标准网络来完成应用层通信，以实现所有功能部件的解耦，简化部件间通信的复杂度，并使系统易于扩展和柔性化组合。经过综合论证，选用了CIA网络[3]。在每个计算机节点中，CIA体现为一组后台任务进行数据传输管理。对每个应用CIA体现为一组应用接口，供应用调用，实现数据访问，CIA网络选用以太网，从功能上可被划分3种类型，分别为控制网络、数据网络、时钟同步网络。
2.1控制网络
控制网络基于公用对象请求代理（调度）程序体系结构（Common Object Request Broker Architecture，CORBA）实现，按照设备类型实现上位机控制软件对下位机的各种控制和管理，网络构架如图2所示。
图2 控制网络构架 Fig.2 Control network architecture
其中，控制网络的上位机通过远程调用的方法进行远程服务的调用，方法的具体实现在下位机进行。以数据采集系统为例，采集系统的上位机软件通过控制网络的客户端适配器完成了对采集资源的启停操作，如图3所示。
图3 采集系统的客户端适配器 Fig.3 Client adapter for acquisition system
图4 采集系统的服务器适配器 Fig.4 Server adapter for acquisition system
控制网络的下位机是以添加适配器的方式完成与控制网络的适配。适配模块中需要根据应用程序界面（API）进行实现，如采集系统下位机中的各种采集服务，如图4所示。根据采集系统的接口定义可以实现采集资源的适配器，上位机软件可以通过控制网络调用适配器提供的方法对采集资源进行控制。适配器的CORBA服务实现函数需要调用采集服务中实际的操作函数以完成通过适配器进行采集资源控制的目的。
2.2 数据网络
数据网络控制网络数据分发服务（Data Distribution Service，DDS）实现，按照数据和设备类型实现集成平台中的各个设备以“共享内存”的方式实现数据传递。网络构架如图5所示。
图5 数据网络构架 Fig.5 Data network architecture
数据网络通过DDS中间件实现数据的分发和接收。数据网络的适配模块可以分别实现数据的发送和接收或者两者都实现。使用DDS中间件的API可以完成对数据Reader或Writer的定制，然后使用Reader或Writer实现对数据的接收和发送。数据共享和收发被设计为4个分区，不同的分区负责不同功能模块数据的共享和数据收发：（1）采集监控（Airborne Auxiliary Memory，AAM）数据区：数据采集模块发送总线或非总线数据到监控模块和存储模块。（2）仿真系统（Simulation System Memory，SSM）数据区：仿真模型发送周期和事件ICD数据到I/O模块、监控模块和存储模块。（3）I/O模块（I/O Memory，IOM）数据区：设备操作模块发送状态消息到I/O模块以及I/O接口模块发送控制消息到设备操作模块；（4）航电事件（EVENT）数据区：连接所有服务器和客户端，用于相互间通报状态以及全系统的监控。
2.3 时钟同步网络
时钟同步网络基于以太网IEEE1588协议实现，需要时钟同步的设备包括工作站、接口工控机、数据服务器和采集设备。网络构架如图6所示。
集成平台采用RSG2288交换机作为IEEE1588时同设备，接收外部GPS时钟源，并通过以太网将授时信息广播到工作站、接口工控机、数据服务器和采集设备，时钟同步精度为微秒级，满足航电系统集成的实时性要求。
图6 时钟同步网络构架 Fig.6 Clock synchronization network architecture
3 CIA接口适配规范
CIA网络的各个节点使用CORBA接口实现软件/服务的远程控制，使用DDS协议进行数据共享。CORBA和DDS使用IDL语言定义接口及数据结构，根据不同控制接口和数据结构，定义相对应的CORBA和DDS接口适配规范。其中，主要的接口适配规范包括CORBA通用接口、DDS通用接口和DDS数据结构定义。CORBA通用接口定义通用CORBA对象，用于抽象统一的对象定义，不同CIA网络节点在通用CORBA对象基础上，针对各CIA网络节点自身的特点进行扩展，实现其他程序对其的远程调用，具体定义如下，其函数说明如表1所示。
表1 函数说明表 Table 1 Functions description
DDS通用接口实现CIA网络节点上系统软件的运行状态监控，并获得软件的CORBA接口对象，进行远程调用控制。该接口的状态信息使用Node树形数据结构定义，其参数说明如表2所示。具体如下。
表2 参数说明表 Table 2 Parameters description
软件的运行状态参数数据结构定义为EVENT_msg，其参数说明如表3所示。
表3 参数说明表 Table 3 Parameters description
CIA网络的各个节点在表3中的info的属性（attributes）值必须添加表4的参数。
表4 参数说明表 Table 4 Parameters description
针对集成平台中的传递数据的不同，定义不同的数据结构进行描述和传输，以下介绍2个典型的数据结构定义。
定义Payload描述一个字节的数据：
定义AAMS_AFDX_msg描述一条AFDX总线数据：
struct AAMS_AFDX_msg
具体说明如表5所示，其中net_flag的取值为：0=NET_A；1=NET_B；other=UNKNOWN。
表5 参数说明表 Table 5 Parameters description
4 结束语
基于CIA网络设计思想的航电系统集成生产平台设计具有如下技术特点：
（1）模块化：CIA网络统一了平台的接口形式，每个功能节点可设计为独立的功能模块，能够独立工作，完成模块功能，并且各个模块根据需要可以柔性组合，灵活改变生产构型。
（2）通用性：平台和功能模块均采用分布式架构，对硬件和操作系统没有统一要求，这就减少了应用软件对硬件和操作系统的依赖，保证了顶层软件与底层软件低耦合。
（3）可扩展性：平台的CIA网络的物理层是利用以太网实现，并且DDS协议保证了生产数据的全局共享，具体云数据特征，为后续平台功能升级和扩展保留数据接口，且不影响其他设备和功能。
基于CIA网络的航电系统集成生产平台，支持航电系统从生产环境配置、生产过程管理、自动化集成测试、生产状态监控、生产数据记录与分析直到集成测试报告生成的整个过程。实现了资源优化配置和统一调度及软硬件资源的共享，提高了生产效率和生产质量。
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环控系统流态突变响应过程的气动控制和漩涡抑制设计技术
Design of Pneumatic Control and Vortex Suppression During Reflect Process Change of Environmental Control System
作者: 李荣军中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者.Tel.：029-86832721 E-mail：zhaowenya22@163.com李荣军（1977-）男，学士，研究员。主要研究方向：飞机环境控制系统设计。Tel：029-86832721 E-mail：zhaowenya22@163.com 党晓民中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089党晓民（1965-）男，硕士，研究员。主要研究方向：飞机环境控制系统设计。 张翠峰中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089张翠峰（1973-）女，学士，高级工程师。主要研究方向：飞机环境控制系统设计。AVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832721 E-mail: zhaowenya22@163.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China
Author: LI Rongjun DANG Xiaomin ZHANG Cuifeng
关键词：气动式引气调压控温；压力谐振；漩涡；共振
Keywords：>pneumatic control of bleed air pressure and temperature；pressure resonance；whirling；resonance
摘要：环控系统高速气流在动态调节过程中形成的涡流和谐振是引起系统故障的主要因素。通过对环控系统流态突变响应过程在系统内产生漩涡和振动的机理和技术研究，形成了气动式引气调压控温动态快速响应控制技术和流体模态变化诱发振动的主动控制抑制技术。解决了在实际的飞行和使用过程中，飞机姿态突变引起飞机管道内产生漩涡、压力谐振等流体冲击和干扰现象，提高环控系统工作过程中的性能稳定性和可靠性。
Abstract：Whirling and resonance caused during dynamic regulation of the high speed air flow of Environmental Control System（ECS）are the main influencing factor of environment control system fault. Through a study on the whirling and resonance formation mechanism，the pneumatic control technique of bleed air pressure and temperature was obtained. And technique of active vortex suppression were achieved as well control.The problem of the whirling and pressure resonance produced by flow pattern change was solved，and stability and reliability of environment control system were improved.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.030
中图分类号：V223+.7 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0030-04
收稿日期：2017-01-20；退修日期：2017-02-24；录用日期：2017-02-28
引用格式：LI Rongjun，DANG Xiaomin，ZHANG Cuifeng. Design of pneumatic control and vortex suppression during reflect process change of environmental control system [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：30-33. 李荣军，党晓民，张翠峰 . 环控系统流态突变响应过程的气动控制和漩涡抑制设计技术 [J]. 航空科学技术，2017，28（03）：30-33.
受飞行环境和飞机姿态的变化等因素影响，机载环控系统的动态响应特性十分复杂，对系统的可靠性和安全性有很大影响。尤其是动态控制过程中引起的漩涡、振动、噪声等问题已经成为影响环控系统可靠性的主要因素[1]。由于动态特性受影响因素比较广泛，单一的理论计算分析无法解决问题，必须对问题产生机理进行全面分析，然后对引起问题的各种因素进行逐项消除，将系统正常工作区域避开易发生振动和共振的区域，或者通过快速响应减小通过产生振动区域的时间，从而达到提高环控系统的控制精度、提高机载环控系统工作稳定性和精确性的目的。
1 气动控制技术基本理论
1.1 多级调压系统匹配技术
飞机在整个使用包线内的环境温度变化范围比较广，因此，需要的温度控制的范围比较大，如果是工作模式状态转换，系统的流量也会产生很大的突变；无论是温度还是流量的突变都会对系统的压力、温度和流量产生扰动，引起系统的超调或震荡。多级调压技术就是将单级大调压比的系统分散为多级调压的模式，根据飞机系统的最大动态响应需求特性用多级不同降压比的活门实现，通过活门调节特性和系统响应特性之间的关系，进行压力匹配和调节，将发动机状态突变的影响控制到一个相对稳定的范围，将系统的快速特性转化为稳态特性，实现对引气压力的稳态控制。
1.2 气动控温匹配技术
引气温度控制装置将液体的热胀冷缩的物理特性与控制机构的膜腔压力结合在一起，形成气动温度控制器[2]。气动温度控制器作为一个可变节流孔，产生一个与所感受温度成反比的控制压力输送到膜腔，使膜腔的压力随着气动温度控制器所感受温度的升高（降低）而降低（升高），形成测试温度与控制压力的转换。
当气动温度控制器关闭时，伺服组件膜腔中的压力达到最大值，可控喷嘴被作用在膜片上的力强制关闭，作动器组件关闭腔的压力达到足以克服主弹簧力的最大值，并使蝶阀处于全关位置。伺服组件膜腔中压力减小时，反馈弹簧推动挡板远离可控喷嘴，从而使作动器组件关闭腔压力降低，打开弹簧推动作动器膜片组件向打开方向移动，直至作动器组件关闭腔压力与主弹簧力达到力平衡，实现系统的温度控制。
1.3 气动调压的数学模型
典型的气动调节主要由连杆机构、气动作动筒、基准压力调节器等器件实现，基准压力调节器主要是控制调节压力的稳定性，将系统的控制压力稳定到一个范围内，保证调节的精度和快速动态响应特性；连杆机构和气动作动筒作为一体的传动机构，主要是控制执行机构输入与输出之间的对应关系，保证系统的设计精度。
1.3.1 先导调节阀数学模型
（1）先导调节阀调压时的流量方程
通过进口压力Pr和出口压力Pc判断通过阀门的流动状态，如果
，通过蝶阀的流量为亚临界状态，流量方程为式（1）；否则为超临界状态，流量方程采用式（2）。
式中：G1为先导阀减压位置的流量，单位为kg/s；G1，G2为流量系数；Pr为入口压力；Pc为出口压力；T为绝对温度；Ar为减压位置流通截面积。
（2）先导阀减压后溢流孔处流量方程
溢流孔的反压为环境压力，所以溢流一般为超临界状态，计算流量G2使用流量方程式（2）。
（3）流量连续方程
1.3.2 作动筒结构数学模型
（1）通过蝶阀空气流量方程
通过进口压力Pr和出口压力Pc判断通过阀门的流动状态，如果
，通过蝶阀的流量为亚临界状态，流量方程采用式（1）；否则为超临界状态，流量方程采用式（2）。
（2）通过产品后面背压孔板流量方程
由于产品调压时出口压力Pc，用背压孔板模拟产品后的负载，通过产品后背压孔板的流量为超临界，流量方程为式（2）。
（3）活塞组件受力平衡方程
当产品处在稳定状态时，活塞受力平衡方程为：
（4）蝶阀气动力矩方程
蝶板打开时，总受到一个使蝶板关闭的气动力矩，气动力矩方程为：
不同蝶板转角对应气动力矩系数，随开启角度变化：
式中：D为通道直径；为蝶板转角度；Pk为基准压力；P0为环境压力；Ak为活塞开启腔面积；M为气动力矩；AC为活塞承受出口压力面积；Kt为不同蝶板转角对应的气动力矩系数；Fq为蝶板受的气动力矩对活塞产生垂直向上方向的作用力；FN为扭力弹簧施加在活塞上的分力。
2 流体模态变化诱发振动的主动控制抑制技术基本理论
2.1 管道中的漩涡产生机理
环控系统设计过程中经常会采用活门节流调压的方式，流体流经蝶型类阀门相关限流结构时，随着流量和压力的增加，在限流结构的后端会产生漩涡。低马赫数时，光滑圆柱体的周期性尾流只是雷诺数（Re）的函数，雷诺数较低时，流体不脱离圆柱体；当流速增大时，雷诺数提高就会形成紧贴圆柱背后的一对稳定漩涡。当雷诺数继续提高，漩涡就会被拉长，直到漩涡之一脱离圆柱体，形成一个周期性的尾流交错的涡道。雷诺数在300～3×105范围内，漩涡将会以相当明确的频率周期性地脱落；如果进入过渡区或湍流区，漩涡的脱落就会凌乱（形成一个很宽的频带）。
式中：斯特罗哈数（S）是漩涡脱落主导频率
和自由流速度（U）与圆柱体宽度（D）商之间的比例常数[3]。
当管内流动速度提高或降低时，使漩涡的脱落频率接近工程结构的固有频率时，漩涡的脱落频率与结构固频联锁，通过尾流联锁共振把能量输入结构中，形成大振幅的振动。
假定圆柱体和流体之间的力仅有相对与圆柱体的流体的加权平均速度和加速度有关，则控制容积范围内，Y方向的动量方程为：
控制容积的垂直动量计算公式为：
流体变数为控制容积里面向流动横向分量的加权平均值，是尾流中横向震荡大小的尺度，与控制容积的垂直动量 的关系为：
控制容积中动量流的相位比大致延时1/4个周期，所以通过控制面的动量流为：
根据罗斯柯试验结果，斯特劳哈尔数仅与雷诺数有关，当雷诺数大于1000时，在亚临界为常数（0.21）；当漩涡交替性脱落，会形成对圆柱体的横向交变作用力，交变作用力的方向从漩涡形成的一侧指向涡流脱落的一侧，它的交变频率与漩涡本体脱落的频率相同，在圆柱体上形成交变应力，如果交变频率与圆柱体的固体频率相同，就会产生共振，同时也会产生声响效应[4]。
2.2 管道中的漩涡消除措施
根据涡流产生的机理，工程上一般采用下面的方法和措施消减漩涡诱发的振幅：
（1）提高系统折合阻尼增大结构质量或内部阻尼，采用复合材料，允许结构元器件之间的相互刮擦，也可以采用耗散能量的装置。
（2）避免共振条件，将折合速度控制到1以下，在该条件下可以避免三次谐波以下的涡流脱落共振，由于空调系统管道流速一般都达不到四倍频程的要求，就可以避免整个范围内的共振现象。
（3）改变结构横截面积，主要是改变绕流结构的流线和控制活门开度，消除流动过程中产生表面脱离的根源，控制绕流结构斜度。
3 工程应用和测试结果
某型号中采用了两级调压的方式，一级减压到0.7MPa的压力范围，二级减压实现0.45±0.5MPa的精确控制，减小了二级精确调节的减压比，消除了动态调节过程的压力脉动和响应时间，实现了整个压力调节过程的压力稳态和精确控制。温度控制也采用气动式调温的原理，将温度范围根据需求改为两种调节状态，温度差异40℃，保证在系统状态变化过程中不引起震荡，实现整个工作过程中的稳态控制。
经过地面试验和试飞测试，该型号环控系统的可靠性已经有很大的提高，从目前的试飞和试验情况分析，环控系统动态响应过程使用的气动式调压控温和对产生漩涡的
抑制设计已经基本解决了系统的使用问题，达到了预期的目标，试验结果显示环控系统在整个工作过程状态稳定。图1和图2是某架次试飞飞行的温度和压力控制数据。
图1 飞行过程引气控制温度与飞机高度对应关系 Fig.1 The relationship between bleed air control temperature and flight altitude
图2 飞行过程引气控制压力与飞机高度对应关系 Fig.2 The relationship between bleed air control pressure and flight altitude
4 结束语
经过对影响环控系统可靠性的主要因素分析，通过理论研究形成了气动式引气调压控温动态快速响应控制技术和流体模态变化诱发振动的主动控制抑制技术。该技术将基础的学科理论和工程应用相结合，从产生机理和实际工程角度对技术的适用性进行分析验证，该技术能解决环控系统的实际工程问题。
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基于有限元法的高速测扭器动力学分析
The Dynamic Analysis of High Speed Torquemeter Based on the Finite Element Method
作者: 彭航中航飞机股份有限公司研发中心，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832923 E-mail：penghang1225@163.com彭航（1990-）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：飞机结构强度设计。Tel：029-86832923 E-mail：penghang1225@163.com 秦剑波中航飞机股份有限公司研发中心，陕西 西安 710089秦剑波（1981-）男，硕士，高级工程师。主要研究方向：飞机结构强度设计。AVIC Aircraft CO.，LTD. R&D Center，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832923 E-mail: penghang1225@163.comAVIC Aircraft CO.，LTD. R&D Center，Xi’an 710089，China
Author: PENG Hang Qin Jianbo
关键词：测扭器；转子；有限元；临界转速
Keywords：>torquemeter；rotor；FEM；critical rotational speed
摘要：综合考虑了旋转轴的扭转、陀螺效应以及剪切变形的影响。应用有限元法，推导了变截面梁的单元矩阵，建立了通用的单转子动力学理论模型，研究了高速测扭系统的转子动力学特性。通过不平衡响应分析，得到其振动响应幅值较大的位置节点；采用四阶Runge-Kutta算法对转子启动过程进行了数值仿真，得到其通过临界转速时的瞬态响应。计算结果表明，在该测扭器的工作转速范围内会出现两阶临界转速，且位于测扭轴中间位置的节点为振动敏感点。该分析结果为分析测扭转子系统的动力学特性、避免共振发生提供了参考。
Abstract：The influence of the axial torsion，gyroscopic motion and the shear to the rotor were considered. The model was founded by the Finite Element Method（FEM）and the element matrix was derived for the variable section of the rotor shaft. The dynamic characteristic of the high speed torsional system was researched. The location of the node with large vibration amplitude were obtained by the unbalance response analysis. The dynamic response of the speeding up rotor was calculated using the fourth order Runge-Kutta algorithm，and the transient response was got when the rotor was breaking through the critical speed. The results indicate that within the scope of operating speed two order critical speed exists in the torquemeter. And the center of the shaft is sensitive to the vibration. The paper can provide a useful reference to measure the dynamic response characteristics of the torsion system and to avoid the occurrence of resonance.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.034
中图分类号：TH16 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0034-07
收稿日期：2016-10-11；退修日期：2016-12-29；录用日期：2017-02-09
引用格式：PENG Hang，Qin Jianbo.The dynamic analysis of high speed torquemeter based on the Finite Element Method[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：34-40. 彭航，秦剑波. 基于有限元法的高速测扭器动力学分析 [J]. 航空科学技术，2017，28（03）：34-40.
动力学分析是高速转子结构设计的重要内容，压气机作为典型的高速旋转部件广泛应用于燃气涡轮发动机中。在压气机试验台中经常设置扭矩测量装置，用以测量发动机转子输出扭矩，以标定压气机的功率及扭矩特性。作为压气机试验台核心部件，测扭系统同样具有高速旋转特性，是典型的转子部件，其动力学特性对整个压气机试验台的测试及标定精度影响很大，其设计优劣对试验台的精确测量及可靠运行有着直接关系。
转子动力学是研究所有与旋转机械及其附件动力学特性有关的一门学科，其中，转子系统的建模与计算方法是该学科的重要内容[1，2]。Jeffcott[3]首先提出了Jeffcott模型并解释了其动力学特性，发现了转子超临界状态工作时产生自动定心的现象。PROHL[4]将解决盘轴振动的初参数法推广到轴的弯曲振动问题上，从而能够定量计算临界转速。师名林[5]采用商用有限元软件ANSYS对一电机主轴进行转子动力学分析，分别研究了陀螺效应对转子系统临界转速及陀螺效应对转子质量不平衡动响应的影响。缪红燕[6]基于Jeffcott模型对转子中心运动的解析表达式进行推导，得到了转子启动过程最大振幅与启动加速度的减幅特性以及共振区迟滞特性。Zhao Sanxing[7]考虑了转子刚度和阻尼，并以四阶Runge-Kutta法模拟转子运动，对瞬态响应和不平衡响应进行了研究。Gan Chunbiao[8]基于蒙特卡洛方法对Jeffcott转子的偏移建立了随机矩阵模型，并对临界转速和振动幅值进行了研究。Mohammad H J[9]对具有一定几何和力学性能的高速转子用三维有限元模型、一维梁单元模型和模态实验进行分析，研究了转子的临界转速及不平衡响应。
对于转子动力学的研究主要集中在对Jeffcott转子模型的临界转速与不平衡响应分析。本文应用Timoshenko梁模型，综合考虑扭转与剪切变形对转子振动特性影响，采取有限元的方法建立节点五自由度的高速转子动力学模型；计算该高速测扭系统临界转速、求解并绘制出其振型图与不平衡响应图；最后对其加速瞬态动力学行为进行了研究。计算结果为压气机测扭转子结构设计及其动力学优化提供了理论和数值依据。
1 测扭器工作原理及其转子结构
相位差式扭矩传感器具有高精度、高重复性等特点，因此，经常在压气机台架试验中使用其来测定输出扭矩。测扭结构主要由扭矩传递轴、扭矩传感器、电气控制装置等组成，图1为测扭原理图。
图1 测扭原理图 Fig.1 The schematic diagram of torque measuring
当测扭器不受外加转矩时，两个矩形齿轮的相对位置保持不变，相应的电磁传感器中的感应相位差为零或某一固定数值。当有外加扭矩时，两个齿轮的相对位置将发生改变，传感器接受两个非接触式交流信号。取出信号的相位差，运用数字信号处理技术就能精确地测出所承受的扭矩。
图2为压气机试验台高速测扭器系统结构图，其转速范围为0～28000r/min。其主要由主轴、2个矩形齿轮以及4个滚棒轴承组成。推力盘用来平衡压气机产生的轴向力。2个矩形齿轮的中间段即为扭矩测量轴，其具有薄壁、变截面的特点。
图2 测扭器结构图 Fig.2 The structure diagram of torquemeter
转子主轴主要参数为：轴系总长
，矩齿轮质量0.047kg，转动惯量0.015kg·m2。密度
，弹性模量
，剪切模量
，泊松比
。4个滚棒轴承的主刚度系数均为
，主阻尼系数为
。
2 轴段有限元模型
2.1 等直径轴单元运动方程
图3为等直径轴段单元，其单元广义坐标为：
式中：e为单元编号；x，y为平动位移；
，
为弯曲角度；
为扭转角度；d为单元内直径；D为单元外直径。
图3 等直径轴单元 Fig.3 The constant diameter shaft unit
根据Timoshenko梁理论，微元段的动能与势能表达式为：
式中：
；u为单位长度质量；A为轴单元面积；I为单元截面惯性矩；E为弹性模量；G为剪切模量；L为轴单元长度；c为长度变量；Ω为转速。
对式（1）、式（2）沿单元全长积分，得到含平动、弯曲和扭转运动的轴单元动能与势能表达式为：
式中：
为轴单元平动质量矩阵；
为轴单元弯曲质量矩阵；
为轴单元扭转质量矩阵；
为陀螺力矩阵；
为包含弯曲与剪切的轴单元刚度矩阵。
将式（3）、式（4）代入Lagrange方程，得到轴单元运动方程：
式中：
为轴单元质量矩阵；
为外部力矢量。
2.2 变直径轴单元运动方程
图4所示为变直径轴单元，其直径、截面面积等参数随轴单元长度而发生变化。
图4 变直径轴单元 Fig.4 The variable diameter shaft unit
外径：
内径：
轴单元截面面积：
单元长度质量：
极转动惯量：
轴单元截面极惯性矩：
式中：D1，D2为不同外直径；d1，d2为不同内直径。
变直径条件下，将以上参数重新代入微元段的动能与势能表达式，并沿单元全长积分，得到新的轴单元动能、势能表达式。代入Lagrange方程中形成变直径轴单元运动微分方程。
3 测扭转子模型建立及结果分析
3.1 测扭转子整体运动微分方程
图5为测扭器轴单元有限元模型，在变截面、质量集中点以及轴承支撑处设置节点，从左至右共计32个节点，每个节点5个自由度，共计160个自由度。
160个自由度表示有限元模型包含160个二阶微分方程，将其化为矩阵形式，形成半带宽为10的160×160稀疏带状矩阵，将盘单元与轴承单元分别加至对应节点处，形成转子系统的总体运动微分方程：
图5 测扭器有限元模型 Fig.5 The Finite Element Model of torquemeter
3.2 临界转速分析
将转子系统总体微分方程式（12）右端项取零，建立如式（13）所示的微分方程：
对于式（13）这种大型稀疏带状矩阵的特征值问题，一般采取降阶的方式将二阶微分方程组化为一阶微分方程组的标准特征值问题来求解，取：
运用MATLAB软件的eig函数求解式（14）的特征值与特征向量，所得到的特征值与特征向量均为共轭成对的复数。特征值的实部代表稳定性，虚部代表给定转速下的弯曲或扭转涡动频率。
图6为测扭转子的坎贝尔图，横轴代表转子转速，纵轴代表涡动频率。在陀螺力矩的影响下，弯曲振动的正向涡动与反向涡动会成对出现，而陀螺力矩对扭转振动没有影响，所以扭转涡动曲线始终为一条直线。
图6 坎贝尔图 Fig.6 Campbell chart
由图6可见，在设定的0～45000r/min范围内共出现三阶弯曲涡动和一阶扭转涡动。表1为其对应的弯曲以及扭转临界转速，在测扭系统启动以及正常工作时，应快速通过或避开前两阶转速值。
表1 坎贝尔图临界转速 Table 1 The critical rotational speed of Campbell chart
前三阶弯曲振型如图7所示，由图中可以看出，轴承1与轴承2之间的8号节点、轴承2与轴承3的19号节点以及轴承3与轴承4之间的28节点具有较大振幅。
图7 弯曲振型图 Fig.7 The vibration mode chart of bending
3.3 不平衡响应分析
转子-轴承系统稳态不平衡响应是转子-轴承系统在其结构本身存在的不平衡量所产生的激励力作用下的频率响应特性。一般情况，在不平衡响应的激励下，转子运行过程中只会出现同步正向涡动。存在不平衡量时，其振动方程如式（12）所示，其为二阶非齐次线性微分方程组。其解由两部分组成，一部分为Q为0时的齐次方程通解{x1}，其为瞬态响应，由于系统阻尼的存在，它会随着时间的增加逐渐衰减到零。另一部分为非齐次方程的特解{x2}，它是一种持续的等幅振动，是稳态响应，其频率与激振力的频率相同。所以，一般情况下只讨论稳态响应。不平衡响应分析时，式（12）中Q可表示成如下形式：
式中：
H为不平衡量；
为初始相位角。
设方程的稳态解为：
将式（16）代入式（12），整理可得：
求解式（17），并从qm和qn提取出x和y方向分量，即得到不平衡响应幅值。
设在轴承1与轴承2之间的8号节点、轴承2与轴承3的19号节点以及轴承3与轴承4之间的28号节点（见图5）分别为振动采集节点1、2和3。现分别对这3个节点施加50g·cm的不平衡量，并采集上述3个点的频响，得到其不平衡响应，如图8所示。
由图8可知，在0～45000r/min范围内，共出现3处波峰值，且相应阶次的波峰对应的转速值非常接近，其结果如表2所示。相同大小的不平衡量施加于采集点2上产生的振幅最大，其振幅为1.49×10-3m，其余采集点的振幅基本在6×10-4m以下。
3.4 瞬态响应分析
启动加速是最常见的瞬态过程，转子受不平衡作用力与惯性力共同作用，在转子启动过程中，假设转速变化为线性的，即角加速度为常数，描述转子系统瞬态特性的运动方程为：
图8 不平衡响应图 Fig.8 The unbalance response chart
表2 不平衡响应临界转速 Table 2 The critical rotational speed of unbalance response
式中：m，c，k分别为不平衡质量、外阻尼和轴刚度；r为质量偏心距；a=Ω为角加速度。
利用Runge-Kutta法对测扭器转子系统进行计算。实际建立的动力学方程组式（18）为二阶微分方程。在具体计算时，为适应MATLAB的ODE45函数格式要求，需对其进行降阶处理，将二阶微分方程转化为一阶微分方程。
令：
则：
将式（20）写成Matlab函数ODE45的标准函数形式，取所有节点的初始位移与初始速度均为0，可求得3个采振节点的瞬态振动位移随转子转速变化规律。
在采集点1、采集点2以及采集点3处同时施加50g·cm的不平衡量，启动加速度为150r/s2，仿真时间为5s，得到如图9所示的3个节点的瞬态加速响应图。
从图9的瞬态位移可以发现，最大瞬态位移出现在采集点2的启动过程中，其振幅为1.48×10-3m，与图8（b）
2号采集点的幅值接近。图9瞬态响应图中共出现3个波峰值，对应波峰转速值如表3所示。在实际的转子启动过程中，发生最大幅值的转速随着加速度的增大而加大[10]。文中仿真时间为5s，转速由0变为45000r/min中，加速度明显偏大，对比表3与表1、表2的临界转速可发现，瞬态加速响应的共振转速相对于测扭器系统的临界转速有所延迟。
4 结束语
本文结论如下：
（1）建立了变截面情况下的转子动力学微分方程，并通过坎贝尔图、不平衡响应、瞬态响应对压气机测扭转子系统进行了动力学分析，得到了测扭转子系统的临界转速，在测扭器的启动过程以及正常工作时应快速通过或避开前两阶临界转速。
（2）通过测扭器的振型图分析发现，靠近轴承支撑中间位置的8节点、19节点以及28节点振动幅值较大，为易振动部位；通过不平衡响应与加速瞬态响应分析可知，当测扭器转速为二阶临界转速时，19节点为振动幅值最大点，在实际测试中应重点监控该位置。
图9 瞬态响应图 Fig.9 The transient response chart
表3 瞬态响应临界转速 Table 3 The critical rotational speed of transient response
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飞机飞控铁鸟试验台舵面加载系统设计
Design of Flight Control Surface Loading System on Iron Bird Test Bed
作者: 王立西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832543 E-mail：442973068@qq.com王立（1989-）男，工程师。主要研究方向：模拟器结构、操纵等仿真试验。Tel：029-86832543 E-mail：442973068@qq.com 乔伟西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089乔伟（1986-）女，工程师。主要研究方向：模拟器操纵负荷、运动系统、加载系统等仿真试验。 芦涛西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089芦涛（1974-）男，工程师。主要研究方向：模拟器仿真设备、数据采集器设计。Xi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832543 E-mail: 442973068@qq.comXi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，ChinaXi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，China
Author: WANG Li QIAO Wei LU Tao
关键词：铁鸟；加载；一对多；扭转刚度转换
Keywords：>iron bird；loading；one to more；stiffness interpretation
摘要：为了解决点对点加载形式造成的不同步问题，设计了一种新型的一对多的加载方式：在多个飞机作动筒间选取合理的加载点，通过刚性轴将气动铰链力矩均匀施加在飞机作动筒上，并给出了其理论依据和扭转刚度的转换公式。该加载系统已经应用于飞机飞控铁鸟试验台舵面，结果表明，可以保证多个加载点的协调性。
Abstract：In order to solve the problem of asynchronism resulting from point to point loading，devised a new loading mode which selected a appropriate loading point among the multiple actuators and through the rigid axis aerodynamic loading was exerted uniformly on the flight control actuators.The theoretical analysis and torsional stiffness conversion formula were given in the paper. This way of loading was applied to the flight control surface on the iron bird. The result shows the coordination of multiple loading points.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.041
中图分类号：V216.1+1 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0041-05
收稿日期：2016-11-01；退修日期：2017-02-10；录用日期：2017-02-16
引用格式：WANG Li，QIAO Wei，LU Tao.Design of flight control surface loading system on iron bird test bed [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：41-45. 王立，乔伟，芦涛. 飞机飞控铁鸟试验台舵面加载系统设计[J]. 航空科学技术，2017，28（03）：41-45.
加载系统是舵机系统地面试验中的关键设备，它的主要功能是模拟飞行器在飞行过程中作用在舵面上的气动载荷，进而实现对舵机系统性能的测试。作为一种测试验证设备，加载系统的应用贯穿于飞行器舵机系统产品研制的整个周期，在舵机的优化设计、性能测试、标定以及故障诊断过程中，加载系统都发挥着极其重要的作用。
通常，系统使用点对点的加载形式，即一个飞机作动筒对应一个加载作动筒动作，加载作动筒通过顶对顶的方式为飞机作动筒提供气动载荷。顶对顶的加载形式直接将飞机舵面气动铰链力矩通过加载作动筒作用在飞机作动筒上，这种形式简单易行，然而，铁鸟试验台飞控舵面加载系统通常加载点数多，且在试验时，需要同时在多个加载点加载，在实际中很难保证多个加载作动筒同步。加载作动筒的不同步会导致试验台试验结果与飞机真实飞行状态存在较大误差。
大型飞机飞控铁鸟试验台大部分文献主要关注控制系统多余力的消除，关于加载系统多通道协调加载公开的资料较少。为解决这个问题，需要设计一种新的加载方式，保证多个加载点同步加载，以比较真实地仿照飞机飞行状态。
1 半实物飞行仿真
半物理飞行仿真是飞行控制系统设计和研制过程中不可缺少的重要环节。半物理飞行仿真工作是在数学仿真的基础上，接入飞行控制系统中的全部或部分实物，飞机运动方程采用数学模型实现。飞机半实物飞行仿真系统结构如图1所示，系统主要包括铁鸟台架、实时仿真计算机、液压源、舵面加载系统、机械位移信号发生器、航电仿真器、视景显示、飞控试验器、飞控系统实物、测试系统。
图1中加载系统用于模拟在飞行仿真试验过程中飞机飞行时舵面气动载荷的变化，分别包括主控面的升降舵加载系统、副翼加载系统、方向舵加载系统以及辅助控制面的襟翼加载系统。
铁鸟台飞控加载系统的工作原理如图2所示。加载控制系统实时采集飞机仿真系统的飞机运动参数，并解算出相应的控制面载荷力，作为力控制指令信号，同时实时采集位移和加载力反馈信号，向电液伺服阀发出指令，实现控制加载作动缸的实时力加载，同时跟随铁鸟台飞机控制面运动，从而完成模拟飞机控制面所受到的气动铰链力矩[1，2]。
图1 飞机半实物飞行仿真系统结构 Fig.1 Aircraft flight control semi-physical simulation system
图2 加载系统工作原理框图 Fig.2 Functional diagram of loading system
2 加载系统设计
采用MTS公司FlexTest系列新型加载控制器。MTS多年的应用经验积累了丰富的控制算法和补偿滤波技术，利用稳定的电器产品和控制算法能够很好的解决多余力及多通通协调加载的问题[3，4]。
飞控舵面加载系统包含执行机构、测量反馈模块、控制输入等部分，各个部分综合作用构成闭环控制系统。加载系统框架如图3所示。
控制器为闭环系统的综合控制中心，控制器通过反射内存网来获取飞行仿真系统的飞行速度、飞行高度等飞机参数，根据载荷谱插值得到加载作动筒的控制指令，包括力、位移、速度信号控制伺服阀流量从而控制电液作动筒动作。作动筒上安装了位移传感器和载荷传感器实时检测加载作动筒的状态用于构成控制系统闭环。液压子站为执行机构电液作动筒提供动力能源。为了保证人员安全，在现场和控制室设置了急停按钮在出现紧急情况时卸载。
图3 加载系统框架图 Fig.3 Loading system architecture
2.1 加载结构设计
某飞机方向舵面由3个飞机作动筒协调操纵，采用一对多的加载形式，即使用一个加载点模拟气动载荷，加载作动筒顶端通过旋转摇臂与刚性力传递轴连接，以保证旋转中心与飞机活动舵面的旋转轴中心重合。
图4给出了某型飞机方向舵面加载系统加载布置示意。采用一个加载点完成气动载荷的模拟。不采用真实
图4 方向舵加载结构图 Fig.4 The loading structral diagram of rudder
舵面，通过刚性轴将气动载荷加载到飞机作动筒上。刚度模拟器可模拟飞机作动筒的支撑刚度和作动筒的扭转刚度。
图5中将飞机作动筒本身看做刚体。后支点支撑刚度系数为Kr，飞机舵面的扭转刚度系数为
。
图5 飞机作动筒结构图 Fig.5 The structral diagram of actuator
将飞机舵面看做一个等效模型来研究扭转刚度的转换。将其中一个飞机作动筒的连接断开，在该作动筒的前支点处施加一个作用力F，此时在作用力施加点将产生一个Δx的形变。此时，扭转刚度可描述为：
此时，可将飞机作动筒刚度等效为如图6的等效模型。
图6 两个作动筒等效模型 Fig.6 The equivalent model with two actuators
将飞机作动筒前支点用刚性轴先连，将扭转刚度转换到后支点。
依次类推，方向舵的3个作动筒作用下的扭转刚度转换的等效模型如图7所示。
图7 三个作动筒等效模型 Fig.7 The equivalent model with three actuators
综上可得到扭转刚度的等效转换公式为：
式中：
，
，
为等效转换后的舵面扭转刚度；K1，K2，K3为飞机作动筒后支撑点间的扭转刚度。
2.2 加载缸设计
依据2.1节的理论计算布置加载点，在飞机坐标系上布置加载作动筒和加载摇臂。加载作动筒与作动筒上安装的载荷传感器和位移传感器以及FlexTest控制器共同构成了控制闭环。
方向舵加载线架图如图8所示，其中A点为活动舵面旋转轴轴心，B点为加载作动筒固定点，C点为飞机作动筒固定点，D点为飞机作动筒摇臂支点，E点为加载作动筒摇臂支点。PPn为飞机作动筒轴线的初始位置；R为飞机作动筒摇臂；L_ALA
为加载作动筒轴线的初始位置，Rbl为加载作动筒摇臂。
图8 方向舵加载线架图 Fig.8 The schematic diagram of loading on the rudder
遵从飞机舵面气动铰链力矩平衡原则，飞机作动筒输出的力矩等于加载作动筒的输出力矩。
根据三角几何推导，可得以下公式：
式中：δ_x为PPx与直线AC的夹角；PPx为步长一定、初始值为PPn的离散点。L为A、C两点间的距离；φ_x为飞机作动筒轴线与水平面的夹角；*_n表示变量初始值；
α_x为飞机作动筒轴线与摇臂的夹角；ρ_x为飞机作动筒摇臂与垂直面的夹角；ABx，ABy为直线AB在X，Y轴的投影；ρ_3为直线AB与水平面的夹角；β为飞机作动筒摇臂与加载作动筒摇臂的夹角；θ_x为直线AB与加载摇臂的夹角；ε_x为直线AB与加载作动筒轴线的夹角；M为舵面铰链力矩。
根据以上公式，得到加载缸的输出力F_ALA和加载作动筒在运动过程中的伸长量q_n。
加载缸的速度V_ALA还与扫频试验的要求有关。取f为扫频试验的设置频率，幅值为加载缸伸长量L_ALA最大值的百分比值L_ALAx，则在扫频试验过程中，加载缸的速度要求为：
同时，加载缸的速度与飞机作动筒的速度V_AC有关，要求为：
两者相比取较大者作为加载缸的指标要求。
根据驱动特性、负载特性、最大功率点最佳匹配原则，可按照下式得到加载缸工作压力Pm：
根据最大输出力F_ALA，即使得
，必须保证有效面积满足下式：
依据电液伺服油缸资料，弯压综合应力的校核曲线，确定活塞及活塞杆的直径缸径D/杆径d，可以得到活塞缸的截面积差为：
2.3 伺服阀及液压油管设计
计算负载的最大流量：
根据负载的最大流量Qm可以求得伺服阀的空载流量QNL和额定流量如下：
根据高压管允许流速V3和回油管流速V4，可以求得进油管和回油管的通径：
进油管通径：
回油管通径：
3 结束语
基于飞机飞控铁鸟试验台舵面加载系统设计，提出了一种新型的一对多的加载形式，给出了基于扭转刚度转换的加载系统结构设计，同时对加载系统的工作原理、总体架构、加载缸及其附件的设计给出了详细的理论推演。该方式已应用于飞机包括升降舵、方向舵、副翼的加载，应用表明加载作动筒能够很好地跟随载荷谱动作，一对多的加载形式能够正确有效地实现气动载荷的模拟，其合理性和可行性得到了验证。
参考文献
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ZENG Xianzhong. Research on a control method for the multichannel force loading system fo test-bed[J]. Measurement & Control Technology，2013（8）：71-74.（in Chinese）
飞行模拟器操纵负荷系统仿真分析与实现
Flight Simulator Control Loading System Simulation Analysis and Realization
作者: 王恒亮西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832543 E-mail：feixianghl@163.com王恒亮（1982-）男，工程师。主要研究方向：模拟器操纵负荷、声音等仿真。Tel：029-86832543 E-mail：feixianghl@163.com 崔渊博西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089崔渊博（1981-）男，高级工程师。主要研究方向：模拟器等的仿真工作。 胡兴平西安飞豹科技有限公司，陕西 西安 710089胡兴平（1982-）男，工程师，主要研究方向：模拟器等的仿真工作。Xi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832543 E-mail: feixianghl@163.comXi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，ChinaXi’an Feibao Technology Co.，LTD，Xi’an 710089，China
Author: WANG Hengliang CUI Yuanbo HU Xingping
关键词：飞行模拟器；操纵负荷系统；传动比；仿真
Keywords：>flight simulator；control loading system；transmission ratio；simulation
摘要：为了使飞行模拟器操纵具有真实感，分析了操纵负荷系统仿真内容及原理，详细描述了操纵负荷系统仿真的软、硬件设计方法，设计了连接机构、操纵连杆及传动比，给出了软件架构，建立了操纵仿真模型，实现了操纵通道的负荷加载仿真。经型号验证，可以提高力伺服系统的控制精度，实现了对操纵负荷系统仿真的逼真度。
Abstract：In order to obtain the sense of reality for flight simulation，the control loading simulation content and principle were studied. The method of software and hardware design for the control loading system simulation was expounded，the design of the control mechanism control linkage and transmission ratio was conducted. The software frame and control loading model were discussed. The control loading channels simulation was realized. It had been validated in a project that the design could improve the control precision，and realize the fidelity of control loading simulation.
中图分类号：V323 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0046-05
收稿日期：2016-10-14；退修日期：2017-02-08；录用日期：2017-02-09
引用格式：WANG Hengliang，CUI Yuanbo，HU Xingping. Flight simulator control loading system simulation analysis and realization [J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：46-50. 王恒亮，崔渊博，胡兴平. 飞行模拟器操纵负荷系统仿真分析与实现 [J]. 航空科学技术，2017，28（03）：46-50.
操纵负荷系统主要模拟飞机主操纵机构，为飞行操纵人员提供控制、操纵飞机的手段。操纵负荷系统必须实时、逼真地复现飞机在不同飞行条件下操纵系统的静态和动态特性，体现真实飞机中操纵系统的功能和特性。
操纵负荷系统通常采用的仿真方法有弹簧加载方法、利用载荷机构实物加载、力伺服系统加载。目前，国内大型的飞行模拟器操纵负荷系统都采用液压力伺服系统加载的仿真方法。然而液压力伺服系统环境污染大，不易维护。随着力矩电机性能的提高，电动力伺服系统不但能满足功率大、快速性好的要求，还具有成本低、易于维护、使用方便等优点，已经成为操纵负荷系统的发展趋势。针对某型主飞行操纵负荷系统，采用电动力伺服系统，分析系统仿真的实现方法。
1 操纵负荷系统仿真内容与原理
1.1 仿真内容
模拟器操纵负荷系统模拟俯仰、滚转、偏航三通道力的加载，采用单台计算机控制三通道加载电机。三通道（升降舵、副翼和方向舵）操纵负荷系统仿真内容为：升降舵操纵负荷系统模拟地面和空中纵向杆力-杆位移操纵特性、杆位移-升降舵偏角关系；副翼操纵负荷系统模拟地面和空中驾驶盘力-驾驶盘偏转角度操纵特性和驾驶盘偏转角度-副翼偏转角关系；方向舵操纵负荷系统模拟地面和空中脚蹬力-脚蹬位移、脚蹬位移-方向舵偏角关系。
1.2 仿真原理
操纵负荷系统根据目标飞机操纵机构的行程、负载力大小和仿真要求的性能指标，通过初步的指标确定，进行三维建模和运动仿真，进而确定每个通道轴向的最大负载力、偏转角度和连接机构的传动比［1］，由此确定系统的性能参数要求，根据实时性、安全性及其他动态性能要求设计操纵负荷系统模型软件，同时满足与其他相关系统的接口控制要求。其工作原理如图1所示。
图1 操纵负荷系统仿真原理图 Fig.1 Schematic diagram of control loading system simulation
2 硬件设计
操纵负荷系统的硬件结构如图2所示。该系统主要由操纵负荷控制计算机、系统接口卡、伺服驱动器、伺服电机、升降舵等执行机构组成。
图2 操纵负荷系统硬件结构图 Fig.2 Hardware construction of control loading system
操作人员通过对座舱内驾驶杆、驾驶盘、脚蹬等设备进行操作，操纵负荷控制计算机通过传感器进行数据采集，同时接受飞行仿真等其他系统的信号输入，完成操纵负荷系统的解算，控制执行机构的力与位移，并将解算结果输出给相关的分系统。
2.1 俯仰通道操纵机构设计
升降舵传动系的设计输入是主、副驾驶柱仿真件和伺服电机，主、副驾驶柱输出是一定范围内的圆周运动。
操纵驾驶柱通过传动系将输入的偏转角度传递给伺服电机，伺服电机将反馈力传递给驾驶杆。传动系的主要作用是对驾驶柱输出摇臂的输出量进行调节，同时将输出量转换到伺服电机摇臂最佳范围的输入值。
操纵驾驶柱时，输出摇臂带动拉杆前后运动，拉杆与摇臂相连，带动摇臂绕联动轴旋转，联动摇臂与联动轴固连，又带动拉杆运动，拉杆与伺服电机摇臂连接，带动负荷摇臂旋转，实现将驾驶柱的操纵量到伺服电机的传动，伺服电机根据输入量大小会输出一个实时的反作用力，又通过传动系统反馈到驾驶柱的操纵握点处，实现操纵负荷系统对操纵机构的负荷功能［2］。俯仰通道操纵结构连接示意图如图3所示。
2.2 连接机构及传动比设计
（1）连接机构
连接机构由升降舵通道连杆机构、方向舵通道连杆机构及副翼通道连杆机构组成。主要作用是连接主操纵机构与伺服电机，传递力与位移，且无附加摩擦力和阻尼力，保证飞行操纵控制的真实性。
图3 俯仰通道操纵机构连接示意图 Fig.3 Schematic diagram of pitching control mechanism
操纵连杆由硬铝管制成，两端装有接头。一端接头直接与硬铝管铆接，不可调节长度；另一端装有一套筒，套筒通过正反螺纹与硬铝管连接，接头通过螺纹与套筒连接，调节所需长度，通过装在接头处的螺母来锁紧。在传动过程中，操纵连杆不仅做往复直线运动，还要相对于摇臂转动。为了减小摩擦力和间隙，其接头内装有滚珠轴承，操纵连杆如图4所示。
图4 操纵连杆 Fig.4 Control linkage
伺服电机连接处的连杆结构形式与摇臂处操纵连杆结构基本一致，按照伺服电机的安装要求连接，与伺服电机连接的一端直接装杆端轴承。
（2）传动比设计
驾驶杆、驾驶盘及脚蹬正常情况下有其固定的行程范围，伺服电机同样也存在其最优的行程范围，二者之间行程范围的对应关系通过调整连接机构的传动比来实现。
主副驾驶杆与操纵连杆通过螺栓连接，摇臂的长度反映操纵机构的参数特性，可以通过调整其长度来改变整套机构的传动比。本文以俯仰通道传动比为例，介绍其传动比的设计方法。
俯仰通道主驾驶使用驾驶杆操纵机构，副驾驶安装使用驾驶盘、驾驶柱操纵机构。主副驾驶俯仰通道操纵联动，共用一套伺服电机。主副驾驶机构操纵行程不同，故对主副驾驶拉杆摇臂机构使用不同的传动比设计，以尽可能满足主副驾驶的行程操纵特性。图5为驾驶杆俯仰操纵通道原理图。
图5 俯仰操纵通道原理图 Fig.5 Schematic diagram elements of control for pitching
参照图5设计原理，整个连接机构按刚性考虑，根据拉杆摇臂运动特性，驾驶杆与对应电机端力臂与位移比例关系如式（1）、式（2）：
驾驶杆与对应电机端力臂位移传动比如式（3）：
式中：L1为驾驶杆手柄中心至旋转中心力臂长度；L2为驾驶杆输出摇臂的长度；X为驾驶杆对应运动行程；M为摇臂机构对应运动行程；L4，L5分别为升降舵摇臂1，2的长度；Y为电机端摇臂对应偏转行程。
3 软件设计
3.1 软件架构
软件设计需要根据目标飞机飞行操纵品质和操纵方式，主要包括两部分内容：操纵负荷控制计算机软件和飞行仿真系统中的飞行操纵软件。具体实现时，以通道为控制对象，采用模块化的结构设计方法，将每个通道参数分为前端系统参数、连接系统参数、后端系统参数以及其他参数4个部分。操纵负荷系统软件架构如图6所示。
图6 操纵负荷系统软件架构图 Fig.6 Software frame of control loading system
遵循各通道独立模拟的原则，将各控制模拟通道划分为前端系统、连接系统、后端系统［3］及其他功能模块等。在控制系统中，前端系统、连接系统以及后端系统可以根据仿真的需求调用相对应的力感数学模型。控制系统采用实时网络与伺服驱动器通信，通过使能标记控制和管理通道对象。
3.2 软件实现
操纵负荷系统软件包括飞行仿真系统计算机内驻留的通道模型和操纵负荷控制计算机内的计算模型［4］。操纵负荷控制计算机通过网络与飞行仿真系统软件通信并完成实时数据更新，飞行仿真系统软件包含与特定飞机操纵品质有关的软件模型。图7给出了操纵负荷系统内部软件结构图。操纵负荷系统软件模块分为工作状态控制模块、参数配置模块、力与位移模型模块。通道模型接收飞行操纵部分的数据，解算伺服电机控制需要的速度、力矩、位置等数值，发送给各通道伺服驱动器控制伺服电机运动。
图7 操纵负荷系统软件结构图 Fig.7 Software configuration of control loading system
操纵负荷系统使用力加载技术及控制技术来实现伺服控制的功能。操纵负荷系统力加载采用力伺服系统［5］加载方案。
操纵负荷系统为操作人员提供快速精确的力感跟踪效果。要实现操纵负荷系统力感的精确实时跟踪，除了需要保证操纵系统模型的准确性外，还需要保证力伺服系统的品质，所以需要对力伺服系统进行控制校正。根据系统需要和指标要求，采用PID 控制［6］。
PID 控制将系统的闭环反馈信号和输入信号进行比较，产生偏差信号的比例、积分和微分，通过线性组合构成控制量，对被控对象进行控制。常规 PID 控制的结构原理如图 8 所示。系统由 PID 控制器和被控对象组成，PID控制是一种线性控制器，它由系统的给定输入值与实际输出值相比较构成控制的偏差。
图8 PID控制系统原理框图 Fig.8 Schematic diagram of PID control system
3.3 主要模型
电动操纵负荷系统力与位移模型，仿真建模需要的底层模型主要有：
（1）摩擦力模型模块
摩擦力模型物理模型如图9所示。
图9 摩擦力物理模型 Fig.9 Physics model of friction
（2）阻尼模型模块
阻尼模型的物理表达式为：
阻尼力 = 阻尼因数×速度；
（3）惯性模型模块
惯性模型的物理表达式为：
惯性力 = 惯性因数×加速度；
（4）启动力模型模块
启动力模型物理模型如图10所示。
图10 启动力物理模型 Fig.10 Physics model of startup force
（5）弹簧力模型模块
弹簧力模型物理模型如图11所示。
图11 弹簧力物理模型 Fig.11 Physics model of spring
（6）止动力模型模块
止动力模型物理模型如图12所示。
图12 止动力物理模型 Fig.12 Physics model of stop force
4 结束语
从操纵负荷仿真原理出发，基于系统集成和性能考虑，建立了通道模型，并对操纵连接机构及传动比进行了设计，解决了操纵通道机械系统的仿真精度问题。通过操纵仿真模型的建立，实现了操纵通道的负荷加载仿真。仿真软件应用力加载技术及力控制技术，克服多余力的存在，提高了力伺服系统的控制精度，从而实现对操纵负荷系统仿真的逼真度。采用的电动操纵负荷系统仿真方法已应用于型号研制中，可以高度模拟飞机在不同条件下操纵系统的静态和动态特性，体现飞机操纵系统的功能和特性。
本系统仿真方法适用于飞行模拟器配套产品、高性能操纵负荷系统的研制。
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游标初始化失败故障原因分析及解决方法
Analysis and Solution Methods on Cause of the BCIOC Fault of Cursor
作者: 同爱丽中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089通讯作者. Tel.：029-86832433 E-mail：tongaili@sina.com同爱丽（1975-）女，硕士，高级工程师。主要研究方向：计量检验。 路凯中航工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710089路凯（1989-）男，硕士，助理工程师。主要研究方向：计量检验。Tel：029-86832433 E-mail：tongaili@sina.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，ChinaCorresponding author. Tel. :029-86832433 E-mail: tongaili@sina.comAVIC The First Aircraft Institute，Xi’an 710089，China
Author: TONG Aili LU Kai
关键词：游标；初始化失败；改进措施
Keywords：>cursor；BCIOC；improvement measures
摘要：针对飞机外场使用过程中出现的游标初始化失败这一故障现象，从游标的工作原理出发，分析出游标初始化失败的原因，给出了改进措施和解决方法，解决了游标初始化失败问题。同时，对后续技术改进提出了设计建议，即使用更先进的光标控制技术取代游标。
Abstract：Aiming at the BCIOC fault of cursor that appeared during the service of an aircraft，introduced the function and principles of cursor，analyzed the cause of BCIOC，resolved the problem of the BCIOC. Meanwhile the improvement measures and solution methods were given in the following technical modification，suggest using more advanced cursor control technology.
DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2017.03.051
中图分类号：TP391.7 文献标识码：A 文章编号：1007-5453（2017）03-0051-04
收稿日期：2016-12-05；退修日期：2017-01-05；录用日期：2017-02-10
引用格式：TONG Aili，LU Kai. Analysis and solution methods on cause of the BCIOC fault of cursor[J]. Aeronautical Science & Technology，2017，28（03）：51-54.同爱丽，路凯. 游标初始化失败故障原因分析及解决方法[J]. 航空科学技术，2017，28（03）：51-54.
游标是飞行员操作的一个重要部件，主要是在雷达搜索、状态跟踪或在航弹、激光弹等武器攻击时，通过操作游标完成搜索和标识目标的功能。游标从2001年开始国产化，受国内技术水平、外界使用环境等因素影响，游标在部队使用中经常出现初始化失败（BCIOC）故障现象，同时，由于机上复杂的交联关系和使用环境，此类故障很难定位排除，导致飞机不能正常出勤，对部队的正常使用带来严重的影响，为了缩短飞机的外场维护时间，提高飞机出勤率，针对外场经常出现的初始化故障现象进行原因分析，给出改进措施和解决方法，以降低此类故障发生的概率。
1 游标工作原理
游标位于油门杆手柄上部，外形如图1所示。油门杆手柄垂直安装在飞机操纵台上，游标的Y轴为垂直方向，X轴为前后方向，其操作力与输出电压值方向关系为：向上按压时，Y轴输出电压减小，向下按压时，Y轴输出电压增大；向前按压时，X轴电压增大，向后按压时，X轴电压减小。
图1 游标外形图 Fig.1 Outline of cursor
游标主要由动态高输出二维力传感器、微动开关、操作帽盖、结构件组成。动态高输出二维力传感器由正交方向安装的两组力敏传感器组成，在对操作帽盖施加操作力时，两组力敏传感器产生对应的力分量，实现对操作力的二维矢量测量。飞行员通过操作力敏传感器，在综合航电系统的平显和多功能显示器上驱动特定目标（如十字光标）的平面移动，实现人机信息交流。
某型飞机显示控制管理处理机（DCMP）向游标输出10VDC驱动电压，游标工作后，将其输出的模拟电压量信号同时提供给DCMP和任务机（MC），游标（X信号）原理交联如图2所示。
图2 游标（X信号）原理交联图 Fig.2 Schematic diagram of cursor（X signal）
2 故障现象及原因分析
游标在初始化过程中，首先要通过DCMP的输入/输出控制电路（IOC）对游标信号的初始值进行采集，如果此时游标的初始电压超出范围，游标零位产生偏移，导致游标初始化失败，显示控制系统报BCIOC故障代码。
游标的用户有2台DCMP和1台MC，当DCMP接收游标信号后，首先进行AD变换，然后读取数据，DCMP使用一个多路转换开关实现AD芯片的多路复用。为了减少接收电路与信号源之间的相互影响，在进入多路开关前，DCMP对每路模拟信号都采用运放组成的电压跟随器进行“阻抗隔离”，AD分辨率为8bit，因此，采样间隔为10/255=0.0392V，显示控制系统软件对游标信号的零位阀值设定为0.04V，当游标初始化电压范围如果超出3.96～5.04V时，游标初始化失败，显示控制系统报BCIOC故障。
引起此类故障原因有以下几种可能：
（1）游标部件自身故障；
（2）DCMP的IOC接口电路故障；
（3）游标传感器由DCMP输出的10VDC基准驱动，如果在游标初始化的过程中，该基准发生波动，可能会引起初始化失败故障；
（4）游标信号的传输误差、转化误差以及传输过程中受到干扰，使得游标初始值超出阀值。
如果为游标部件或DCMP硬件故障，更换故障部件即可。根据外场出现的故障现象以及排故经验，游标信号受到干扰是此类故障发生的主要原因，同时干扰类故障在机上复杂的环境下很难排除。
3 改进措施及解决方法
3.1 减少传输过程中的干扰
游标信号为模拟电压量信号，在传输的过程中会因电缆材质引起电压信号量的改变，产生传输误差，因此，对传输电路加强屏蔽，利用屏蔽技术减少电磁干扰，电缆采用双绞屏蔽线，屏蔽层在设备端就近接地，同时也应注意以下几点：
（1）尽可能采用平行传输形式，使其具有较好的抗共模干扰能力，避免高频信号电缆与游标信号电缆长距离平行走线；
（2）传输线避免使用不连续的连接器件；
（3）利用布线技术改善电磁干扰，控制游标信号电缆和电源电缆交叉时，尽可能按90°交叉；
（4）可加粗导线以减少传输损耗，提高游标信号的抗干扰能力；
（5）不同种类的接地不在同一点上与飞机机身连接，屏蔽地和机壳地接在一起[1]。
3.2 提高信号转换精度
DCMP和MC均采用8位A/D转换器对游标信号进行A/D转换，游标信号范围为0～10V，信号分辨率仅为0.0392V，转化精度相对较低，因此，游标用户可选用12位的A/D转换器，将模拟量转化为数字量，信号的分辨率也从原来的0.0392V提高到0.0018V，这样可大大提高游标的转换精度，同时减少BCIOC故障的概率。
3.3 增加多级滤波电路
DCMP接收到游标信号后，首先经过RC滤波电路滤除杂波，滤波电路的旁路电容和电阻分别为0.1μF和82kΩ，时间常数为8.2ms，上限截至频率为120Hz。此RC滤波电路虽然能够抑制来自飞机上低频干扰，不能有效抑制来自电子对抗、电台等设备的高频干扰，因此，为了提高游标信号的抗干扰能力，可增加多级滤波电路，滤除干扰杂波，提高游标信号的抗干扰能力[2]。
3.4 提高游标用户自身的抗干扰能力
为了提高游标信号的抗干扰能力，DCMP电路板采取如下措施：
（1）布线应正确合理，电源、地线尽量加粗和缩短，减少环路电阻；
（2）游标信号线远离电源线，避免与高频线平行并排布置，DCMP的电源加装EMI滤波器，防止机上电源中的干扰信号进入DCMP，将信号线与电源线分开捆扎并固定隔离，DCMP与其他设备进行离散量信号交联时采用光电偶隔电路[3]；
（3）设备内任何一个信号回路都返回到来源处，并在该点与机壳相连。如果信号源不在设备内，需在外部连接插针上留有信号及其回路位置，不能将机身结构用做信号或辅助电源回路。
3.5 改变基准电压特性
游标传感器由DCMP输出的10VDC基准驱动，该基准是单极性电源，游标的标称零位为5V，当基准源发生波动，则必定引起游标输出信号的波动，产生零位漂移，可将电源改为双极性电源供电，减少激励源波动干扰。
3.6 采用数字化传输
模拟传输对游标信号的性能有很大的影响，同时这种传输方式对信号用户的要求也高，因此，在飞机改装项目中，可采用数字转换盒将模拟信号转换为数字信号，通过RS422串口输出到DCMP和MC，采用RS422进行传输，最大传输距离可达1219m，最大传输速率为10Mbit/s，能有效减少信号传输延迟，提高信号抗干扰能力，可快速准确地控制平显和下显上的光标运动。
4 效果预期评价及后续技术改进
减少传输过程中干扰的方法仅需要更改机上线路，即可收到良好的抗干扰效果，其余方法需更改产品硬件，优化产品设计，周期长，成本较高，在升级改装项目中可综合考虑，预期效果良好。
要想从根本上解决游标初始化失败的问题，在后续的设计中也可以考虑采用轨迹球或红外触摸显示技术替代游标。
4.1 轨迹球替代游标
轨迹球类似鼠标，它的特点是通过手指滑动轨迹球从而带动屏幕指针移动，握持方式灵活多样，可大大减少整个手的疲劳程度。轨迹球后上方有轨迹球锁死装置，防止在飞行中因为震动使光标产生非期望移动，确保轨迹球在剧烈震动的环境下稳定使用。同时，轨迹球对空间无任何要求，可在任何狭窄的空间使用。随着控制技术的发展与成熟，轨迹球以其诸多的优越性逐渐取代游标。在某大型运输机项目中，轨迹球通过ARINC429将位置信息传输给显示处理单元，最终控制光标在屏幕上运动，这种传输和控制方式在很大程度上减少了传输误差，过程干扰，避免了基准源干扰、初始化故障等问题，使光标控制更加精准、稳定、方便和舒适。
4.2 红外触摸显示技术取代游标
随着显示技术的快速发展，红外触摸显示技术已经广泛应用于各个领域。目前，第五代触摸屏可提供单独的人机操作界面，从而取代鼠标/轨迹球甚至键盘。它具有多点触摸功能，触屏控制方式也更加人性化、多样化，主要有单击控制方式、双击控制方式、滑行控制方式、旋转控制方式和缩放控制等方式，具有很高的触摸识别率，响应时间小于15ms，位置精度偏差小于3mm，采用伪坐标的算法识别进行多点检测，在全昼光条件下，触摸检测可操作，且无错误触摸识别。采用双向红外对管结构实现了双红外触控屏的触点数据输出，提高了红外触屏控制的可靠性，具有高度的稳定性，不受电流、电压和静电干扰，适宜在恶劣及复杂的环境条件下使用，在后续型号中，红外触摸显示技术可完全取代轨迹球，为飞行员提供更加人性化的操作平台[4，5]。
5 结束语
游标是飞行员操作的重要部件，如果出现故障，直接影响飞机出勤率。针对飞机游标初始化出现的故障，分析了故障产生的原因，给出解决措施及改进建议，在游标使用过程中，如果出现偶发性故障，应重新启动显控系统，如果故障反复出现，应排查机上相关电缆及部件，同时，在游标初始化的过程中，操作人员应避免触碰游标。
在后续型号研制中，游标部件可用轨迹球替代或用采用红外触摸显示技术取代游标，为飞行员提供更加优越的人机操作环境。
参考文献
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