虚拟座舱（精选7篇）
虚拟座舱 篇1
随着虚拟仿真技术的不断发展和创新, 使得将飞机座舱搬进教室成为可能。笔者结合某型飞机座舱仪表多、参数交联复杂的特点, 选择了开发周期短、组件复用性好的GL Studio软件来实现虚拟仪表仿真开发, 并采用Vega Prime进行3D场景驱动, 实现了GL Studio组件与Vega Prime间的结合和交互控制。
1 GL Studio虚拟仪表开发
1.1 GL Studio简介
GL Studio是由美国Di STI公司开发, 使用Open GL图形库建立实时、照片级、交互式图形的虚拟仪表仿真程序的软件。它独立于平台, 可以运行于Windows NT、IRIX和Linux操作系统上。GL Studio提供了友好的设计界面, 其代码生成器能把美工人员设计绘制好图形文件一键生成c++和Open GL的源代码, 生成的可以源代码单独运行, 也可以嵌入其他应用程序中。此外GL Studio组件的复用性极好, 由GL Studio设计器创建的对象能容易地转变成一个组件对象, 当一个组件对象创建之后, 就可以轻松地重复使用该对象[1]。
GL Studio是基于对象的虚拟仪表开发工具, 将对象的开发过程分成建立图形对象和建立行为代码两部分, 前者由美工人员完成, 后者则由编程人员完成。
其基本的开发流程如图1所示。
美工人员收集真实仪表图片素材, 经过纹理提取和修饰以后, 使用GL Studio的设计器进行界面布局, 并对创建的对象有效地命名 (符合C++命名规则及要求) ;编程人员除需掌握基本的C++语言编程技术外, 还需熟悉仪表知识, 并根据仪表功用, 在界面设计基础上创建对象的动作代码, 经过测试集成后发布最终仿真程序。
1.2 虚拟仪表动作属性创建
飞机座舱仪表仿真要求虚拟仪表能及时影响用户操作, 并能实时动态地显示仿真数据, 实现输入设备与显示部件之间的数据交互功能。常用到的输入设备包括开关、按钮、旋钮等, GL Studio对大多数类型的输入设备提供了封装插件, 大大减轻了开发人员的工作量。对于一些不常用的操作部件, 则可以利用Input Device控件通过编程响应鼠标事件来实现。
仪表设备基本显示部件包括指针、指示灯、数字滚轮刻度盘、LED数码管等。对于指针和指示灯类的显示部件, GL Studio提供了大量函数进行指示控制, 常用的函数有:
●动态旋转:Dynamic Rotate (float, int) ;
●动态平移:Dynamic Translate (float, float, float, bool) ;
●动态缩放:Dynamic Scale (const Vector&) ;
●闪烁:Blinking (bool) ;
●显示/隐藏:Visibility (bool) ;
对于数字滚轮刻度盘, GL Studio提供了Gls Odometer对象, 用户仅需设置好参数即可复杂的数字滚轮刻度盘功能;对于LED数码管则可以使用Gls Text Grid字符类对象来实现。
GL Studio提供的大量的封装插件和指示控件函数, 实现了仪表数据的实时交互和动态显示, 逼真地还原了仪表的工作状态。此外, 用户还可以使用PLAY_SOUND (o, index) 宏播放指定编号的声音, 来响应用户的鼠标操作, 从而进一步增强操作的真实感。
2 Vega Prime仿真驱动程序
2.1 Vega Prime仿真程序开发流程
Vega Prime是由Multi Gen-Paradigm公司推出的最新VR开发平台, 具有面向对象、功能强大、界面友好、平台兼容性好等特点[2]。其基本开发流程包括建立模型、场景设置和编写驱动控制程序三部分:建立模型主要是完成各种仿真对象和地形等的3D建模工作, 通常用第三方工具如GL Studio (仪表) 、3DMAX、Creator、Terravista (地形) 等完成;场景设置指利用Lyn X Prime对应用程序及场景进行基本的配置, 包括应用参数配置 (如窗口、通道等参数) 、环境设置、对象初始位置姿态设置以及某些特效设置等, 设置完成后生成*.acf配置文件供程序加载使用;编写驱动控制程序则是利用Vega Prime的应用程序编程接口 (API) , 在VC++环境下实现VR仿真驱动控制程序的编写、调试和发布, 本文采用的是VS.NET2005 (对应VC8.0版本) 编程环境。
2.2 基于MFC对话框的Vega Prime程序框架
VC++工程类型可以分为:控制台 (Console) 应用程序、Windows应用程序和基于MFC的应用程序。MFC是比较流行的基于文档/视图结构的应用程序框架, 封装了大量的Windows API函数, 已成为开发Windows应用程序的主流框架结构, 而标准的Vega Prime视景仿真程序为控制台应用程序。为此我们将标准的Vega Prime仿真驱动程序改造成基于MFC对话框的驱动程序。
改造后的驱动控制程序在MFC对话框进程完成对话框初始化, 启动Vega Prime渲染进程完成系统初始化、定义、配置、仿真循环等工作。初始化用来VP系统初始化, 创建内存等;定义、配置是通过读取和解析Lyn X Prime应用程序生成的*.acf场景设置文件, 创建三维模型, 建立仿真对象与C++类之间的关系, 完成场景加载工作;仿真循环则是根据仿真数据, 完成场景渲染、漫游控制、数据交互等工作, 在MFC下我们使用定时器对帧循环进行频率控制, 从而保证数据同步。
3 飞机虚拟座舱系统的实现
3.1 GL Studio组件与Vega Prime的交互控制
在GL Studio中完成飞机座舱仪表面板的制作后, 可以利用VC将GL Studio模型文件 (*.gls) 制作成动态链接库文件 (*.dll文件) 。虚拟场景创建完毕之后, 需将做好的飞机座舱虚拟面板的动态连接库文件导入虚拟场景中, 但Vega Prime本身并不支持GL Studio模型的直接加载, 因此需要安装配套的vp GLStudio Plugin插件, 该插件使Lynx Prime场景编辑器可以直接加载GL Studio生成的动态链接库文件, 并将其生成为一个vp GLStudio Component类, 方便地实现了GL Studio组件与Vega Prime的交互控制功能, 大大降低了系统的开发难度和成本。
使用vp GLStudio Component类中的set Atrib函数可以将仿真数据传递给GL Studio虚拟仪表面板, 从而控制仪表的状态、动作和显示数据, 该函数传递的数据类型为字符型, 因此在传递前需进行数据类型转换。
不同仪表面板之间, 仪表面板与仿真驱动程序间的数据交换则可以使用网络通信、消息传递等方式进行传递。
当虚拟仪表面板上的元件发生动作时, 向仿真驱动程序窗口发送消息:
3.2 系统运行实现
飞机虚拟座舱系统对飞机、机场和地形等各种仿真对象进行了3D建模工作, 采用GL Studio制作虚拟仪表仿真程序, 利用Vega Prime进行系统的场景仿真驱动, 飞机的仿真数据由飞行解算程序仿真计算得出, 通过网络通信采用无连接的UDP协议方式与系统进行数据交换。完成后的飞机虚拟座舱系统运行界面及效果如图2所示。
4 结束语
虚拟现实技术在飞行领域有广泛的应用前景, 特别在航空理论教学中, 虚拟现实技术的应用不仅能激发学员的学习兴趣, 提高教学效率, 而且安全可控、易于复制, 降低了教学成本。本文通过某型飞机虚拟座舱系统的研究与实现, 为航理教、学人员提供了逼真的飞机虚拟座舱仿真环境, 同时也建立了基于Vega Prime的虚拟仿真程序的基本开发流程和程序框架, 为开发其它虚拟现实仿真程序提供了参考和基础。
摘要：针对某型飞机座舱仪表多、参数交联复杂的特点, 选择开发周期短、组件复用性好的GL Studio软件来实现虚拟仪表仿真开发, 搭建了基于MFC对话框的Vega Prime驱动程序框架, 并实现了GL Studio组件与Vega Prime间的结合和交互控制, 为航理教、学人员提供了逼真的飞机虚拟座舱仿真环境。
关键词：虚拟座舱,Vega Prime,GL Studio
参考文献
[1]于辉, 赵经成, 等.GL Studio虚拟仪表技术应用与系统开发[M].国防工业出版社, 2010.
[2]王孝平, 董秀成, 等.Vega Prime实时三维虚拟现实开发技术[M].西南交通大学出版社, 2012.
[3]李万, 王学军, 崔小鹏.GL Studio与Vega Prime在某舰炮虚拟训练仿真系统中的应用[J].火炮发射与控制学报, 2010, 6.
[4]陈怀民, 吴锦雯, 黄晓波.基于GL Studio的飞行仿真虚拟仪表软件设计与实现[J].测控技术, 2013.
[5]杨建国, 王乘.基于Multigen和Vega的虚拟现实技术[J].计算机仿真, 2003.
数字座舱压力控制系统仿真 篇2
本文在介绍数字式压力控制系统的基础上, 对其建立了数学模型, 并研究了模糊PID控制方法在该系统上应用的可行性。
(一) 工作原理
本文所研究的数字座舱压力控制系统主要包括座舱压力控制器, 电机 (驱动装置) , 排气活门 (执行装置) 和座舱 (被控对象) , 如图 (1) 所示。其工作原理是比较装置将压力制度计算出的座舱压力理想值与传感器得到的实际值进行比较, 将偏差信号传递给压力控制器, 根据控制器内部算法输出活门转角控制信号给伺服电机驱动装置, 从而通过改变排气活门的转角来改变排气流量, 进而实现座舱内的压力和压力变化速率控制在规定的范围内。
(二) 数学模型
1. 座舱
座舱压力控制系统的调节对象是座舱压力pc, 座舱压力随供气流量GK, 排气流量GB和泄漏量YG的变化而变化, 由质量守恒得:
式 (1) 中GC为座舱空气质量。
飞机气密座舱有以下特点:座舱容积VC不变;由于有温度控制系统的存在, 座舱内温度变化范围很小, 可以认为座舱温度TC为常数;座舱内的空气泄漏量相比于座舱的供气和排气量来说很小, 不足以影响座舱压力控制系统的工作, 因此可以忽略泄漏量GY。根据以上前提并结合理想气体状态方程可将式 (1) 改写得到座舱的微分方程[2]:
(2) 式中计算流量可采用绝热过程的流量公式[3]。当气体处于亚临界流动时,
当气体处于超临界流动时,
(3) 、 (4) 两式中:μB为排气活门流量系数;BA为排气活门流通面积。
将方程在平衡状态点 (用下标0表示, 下同) 附近线性化, 即可得座舱压力线性化方程:
对方程进行无因次化并令座舱供气流量保持不变后得[4]:
(6) 式中:为微分算子;为座舱压力时间常数;为排气活门灵敏度对座舱压力的影响系数;为外界大气压变化对座舱压力的影响系数;为座舱压力的相对变化量;为周围大气压力的相对变化量;为排气活门流通面积相对变化量。由于该方程的线性化是建立在平衡点附近的较小量的变化, 所以认为简化后座舱线性化方程为:
拉式变化后写成传递函数的形式为:
其输入量是排气活门流通面积的相对变化量μB, 输出是座舱压力的相对变化量xc。
2. 排气活门
由蝶式活门的样式图2可知, 活门的流通面积为:
(9) 式中, ABg为活门最大流通面积;α为活门的瞬时开度。假设排气活门的平衡状态是 (AB0, 0α) , 则偏离平衡状态较小量的工作状态为代入 (9) 式得:
将其进行无因次处理后得:
其中:是排气活门流通面积的相对变化量;是活门的最大开度;是排气活门开度的相对变化量。将 (10) 式写成传递函数的形式为:
其输入量是排气活门开度的相对变化量μα, 输出量是排气活门流通面积的相对变化量μB。
3. 补充方程
已知在0
式 (12) 中:h是以海平面计算起的高度;p0是海平面上的大气压力;R是气体常数 (R=287J/ (kg⋅K) ) ;∂是年平均温度直减率 (0.0065oC/m) ;g是重力加速度 (9.81m/s2) 。
(三) 系统传递函数
根据数字座舱压力控制系统的工作原理和数学模型可知, 该系统为单输入、单输出系统, 且在某一平衡状态附近工作时为线性、定常系统。因次采用传递函数表达式比微分方程形式更加便于对系统性能的分析。
将电机模型加入到座舱压力控制系统后, 系统的输入为电枢电压相对变化值xu, 系统的输出为座舱压力的相对变化量xc。系统的模块图如图 (3) 所示:
由图 (3) 可知, 系统的传递函数为:
(四) 控制仿真
1. 模糊控制系统结构
标准的PID控制器数学模型为:
在上式中:e (t) 、u (t) 分别为PID控制器的输入和输出, 其控制作用由误差e的比例、积分、微分三项之和给出。常规PID控制中的比例增益Kp、积分增益Ki和微分增益Kd通常是根据具体的调节规律, 不同调节对象的特征进行闭环试验, 反复凑试, 整定出的一组固定的参数, 这种方法不能兼顾静态与动态特性, 当系统的非线性较强时, 传统的PID设计方法难以获得良好的控制效果。因此我们将模糊控制和PID控制结合起来, 根据各自的特点构造了一个模糊自整定PID控制器如图4所示。
模糊自整定PID算法是在PID算法的基础上通过计算当前系统误差e和误差变化率ec, 利用模糊规则进行模糊推理, 输出ΔKp、ΔKi、ΔKd, 将这三个值放入PID控制器中, 计算得到当前的Kp、Ki、Kd, 从而由PID控制器对系统进行控制。其设计核心是总结设计人员的技术知识和实际操作经验, 建立合适的模糊规则表。
2. 模糊控制器设计[5]
(1) 确定输入变量, 并将其模糊化
通过实测值与理想值比较求出误差值e及误差变化率ec作为输入变量, 定义e、ec模糊量的模糊子集为{PB, PM, PS, ZO, NS, NM, NB}, 子集中的元素分别代表正大、正中、正小、零、负小、负中、负大。论域为{-1, 1}, 模糊子集选用高斯形隶属函数。
(2) 确定输出变量和隶属函数
以三个参数作为输出变量, 模糊量的模糊子集为的论域为{-10, 10}, 模糊子集选用三角形隶属函数。
(3) 确定模糊控制规则
模糊推理的核心是“if…then”形式的模糊控制规则。控制规则的选取直接关系到系统控制性能的优劣。在制定模糊控制规则时, 我们依据以下原则:
1) 当偏差较大时, 为了加快系统的响应速度, 应取较大的Kp和较小的Ki。如果此时e×ec<0, 则取较小的Kd或使Kd为0;反之, 如果e×ec>0, 则取较大的Kd, 阻止偏差继续变大。
2) 当偏差适中时, 为防止系统超调量过大, 应取较小的Kp, Ki取中等值。如果此时e×ec<0, 则应取较大的Kd, 防止系统超调;反之, 如果e×ec>0, 则应取适中的Kd, 阻止偏差变大。
3) 当偏差较小或为0时, 为缩短调节时间, 可取适中的Kp和Ki。如果此时e×ec<0, 可取较小的Kd;反之, 如果e×ec>0, 取适中的Kd。
依据以上原则, 我们将模糊规则写入模糊控制器, 这样, 在不同的输入值e和ec下, 模糊控制器将推理得出合适的ΔKp、ΔKi、ΔKd, 从而实现在线整定Kp、Ki、Kd参数。
具体的模糊规则如下:
1) if (E is PB) and (EC is PB) then (Kp is PB) (Ki is NB) (Kd is PB) ;
2) if (E is PB) and (EC is PM) then (Kp is PB) (Ki is NB) (Kd is PB) ;
3) if (E is PB) and (EC is PS) then (Kp is PB) (Ki is NB) (Kd is PB) ;
4) if (E is PB) and (EC is NS) then (Kp is PB) (Ki is NB) (Kd is NB) ;
…
49) if (E is NB) and (EC is NB) then (Kp is PB) (Ki is NB) (Kd is PB)
3. 模糊PID控制器的仿真
SIMLINK是MATLAB中的一个用来对动态系统进行建模、仿真和分析的软件包。我们在SIMLINK环境下, 建立如图7所示的德模糊自整定PID控制器的仿真模型。
本文的平衡状态点取在h=3000m的高度, 通过计算各模块的参数得到每个模块的传递函数, 再代入 (13) 式, 从而得到系统的传递函数在此平衡状态下采用模糊PID方法对系统进行仿真。仿真结果如图8
由仿真结果可知, 基于模糊推理的PID控制器相比于传统PID控制器具有较小的超调量, 较短的调节时间, 良好的动、静态特性, 是优于常规PID控制器的。
(五) 结束语
针对数字座舱压力控制系统, 本文设计了一种模糊PID控制器。通过仿真表明这种简单的智能控制器具有动态性能好、稳态精度高、抗干扰性能好等特点, 证明将模糊控制理论应用于PID参数的整定上这个方法是可行的, 并且在该模糊控制器作用下飞机座舱压力控制系统具有良好的调节效果。
参考文献
[1]张皓, 张兴娟, 袁修干.数字式座舱压力控制系统技术及研究展望[A].中国航空学会2000年环控暨人机工效学术交流会[C].北京:中国航空学会, 2000.
[2]王俊, 徐杨禾.飞机座舱空气参数控制[M].北京:国防工业出版社, 1980.
[3]Petri, Bernhard, Felsch, Christian.cabin pressure control system and method of controlling cabin pressure.United States, US6676504B2[P].2004-01-13.
[4]Dr.Richard, W.Kolk.Nonlinear and Adaptive Control Techniques[A].Advanced Control Conference[C].Lafayette, Indiana:Purdue University, 1974.
虚拟座舱 篇3
关键词：座舱温度控制系统,维修性分析,MSG-3
1 座舱温度控制系统介绍
当旅客机在万米高空巡航时, 机舱外的高空气温会降到零下50℃以下[1], 飞机要在此高度安全飞行, 必须要保证飞机座舱的温度能满足乘员的需要。
座舱温度控制功能主要由组件温度控制和区域温度控制功能共同实现。组件温度控制通过温度传感器和温度控制活门来调节组件出口温度。设计工况下, 制冷组件出口温度通过温度控制活门可以在-9℃到79℃范围内调整。区域温度控制主要通过配平系统来确保驾驶舱和客舱区域温度的独立控制。因为组件温度控制属于制冷组件的子功能, 一般单独在制冷系统中进行分析, 因此在民用飞机上座舱温度控制系统通常仅指区域温度控制[2]。
配平空气系统作为区域温度控制的重要组成部分, 其功能是允许驾驶舱和客舱独立温度控制。配平空气活门由综合空气系统控制器 (IASC) 控制。综合空气系统控制器控制根据驾驶舱和客舱的加热或冷却需求在混合室出口对冷、热路的混合进行控制。配平空气活门根据综合空气系统控制器的指令辅助加热。制冷组件能提供满足最低温度需求区域的调节空气, 并将调节好的新鲜空气分配到混合腔, 在混合腔出口根据驾驶舱和客舱的不同温度需求利用配平系统的热引气对各空气分配管路中的气体进行加热。目前主流机型上的座舱温度控制系统主要包含配平空气压力调节活门、配平空气活门、热空气单向活门、管路温度传感器、通风温度传感器、混合腔温度传感器等设备, 其构型如图1所示。
2 座舱温度控制系统维修任务分析
座舱温度控制系统作为民用飞机上一个重要系统, 能为驾驶舱及客舱提供温度控制功能。适宜的温度是座舱舒适性的重要保证, 也是旅客在选择乘坐机型时一个重要的衡量指标。而作为航空公司, 在选择机型时除了要考虑乘客的需求, 还要在安全保障的前提下尽可能选择维修性好, 可靠性高的飞机以提高经济性, 降低维护成本。因此必须按照要求对座舱温度控制系统进行维修性分析。
早期, 维修工作主要是由飞行员和机械师来制定, 他们在评估维修性需求和编写任务时主要依据自身经验, 并且这些维修工作以定期全面翻修为主。现代维修以安全、可靠、经济为中心, 通过可靠性分析和控制, 来制定维修计划。目前被广泛采用的MSG-3方法是面向任务的维修, 主要针对飞机的系统/分系统的维修工作。采用至上而下或者故障结果的逻辑方法, 从飞机的上层而非部件层面进行故障分析, 确定合适的计划维修任务, 以防止故障发生和保障系统的固有可靠性水平。对系统而言, MSG-3分析的主要目[3]的在于: (1) 保持航空器的固有安全性和可靠性水平; (2) 当航空器的技术状态发生恶化时, 把安全性和可靠性恢复到固有水平; (3) 为固有可靠性差的项目实施设计改进提供必要的信息; (4) 以最低的总费用 (包括维修费用及由于故障所造成的费用) 达到上述目的.
下面将简要说明利用MSG-3方法对座舱温度控制系统进行的维修分析。
在对项目进行具体的MSG-3逻辑分析之前, 必须先确定飞机的重要维修项目 (MSI) , 即重要系统和部件。首先把飞机划分成几个主要的功能模块:ATA系统和子系统[4]。这个程序一直进行到航线上所有可单独更换的部件 (LRU) 为止。接下来应按照自上而下的逻辑分析方法制订一个MSI候选项目清单, 该清单包括所有需要进行是否属于重要维修项目判断的项目。
是否为MSI项目应按下面的问题判断[5]:
1) 在正常职责范围内, 故障对空勤人员来说是无法发现或不易察觉的吗?
2) 故障影响安全性 (地面或空中) 吗?包括安全/应急系统或者装置。
3) 故障有无重要的运行性影响?
4) 故障有无明显的经济性影响?
对于这些项目, 只要有一个答案为“是”, 那么该项目就被考虑作为最高可管理层, 并需要进行MSG-3分析。若对于上面四个问题回答都是否定的, 那么就不需要对此项目进行MSG-3分析, 也不需要对该项目的更低层次进行MSI选择分析工作。另外, 要将低层次的项目列出来, 表示它们不需要再进行评定。这个清单必须由制造厂提交给ISC审查并得到批准。
座舱温度控制系统的是否为MSI项目的判断分析如下:
经过以上分析, 四个问题中有两项答案为“是”, 因此温度控制系统需考虑作为最高可管理层, 并进行MSG-3分析。
当温度控制系统确定作为MSI项目时, 需要进行以下MSG-3分析步骤。
首先需要对温度系统的系统构成, 功能及设计特征进行详细说明。系统构成应将温度控制系统的设备组成及安装位置进行描述;功能描述可包含系统运行的基本原理以及相关性能等;设计特征则是对系统内各个设计要素 (控制系统, 控制面板, 故障防护等) 的说明分析。
MSG-3分析的第二步需要提供温度控制系统的组成 (部件) 及其相关资料, 内容一般包含其项目编号、项目 (部件) 名称、单机安装数量、供应商、相似机型、过去的MTBUR、预测的MTBUR、MTBF、安装区域及MMEL。
接下来需要进行功能故障分析。分别对功能、功能故障、故障影响及故障原因进行分析说明。功能:需要对温控系统预期设计功能目标和其存在的原因进行描述;功能故障:温控系统不能达到预期标准性能的故障;故障影响:温控系统发生上述功能故障的后果;故障原因:对温控系统出现该功能故障的原因进行说明。分析流程如图3所示:
以温度控制系统其中一个功能为例, 如表1所示:
在故障分析完成后, 需要确定温控系统的维修大纲, 而用来确定系统维修大纲的程序分为两层逻辑图。该逻辑分析以MSI的技术评估和所拥有的技术数据为基础。上层分析需要用功能故障评价来确定故障影响的类别。下层分析是在上层分析的基础上, 考虑故障影响类别、故障原因以及对每项工作的适用性和有效性来确定合适的维修工作。每个功能故障和故障原因都要按照逻辑图进行分析, 以便对工作的必要性做出判断。如果一个工作是必要的, 必须根据拥有的数据确定该项工作的时间间隔。如根据表1中所列的控制温度功能及其功能故障和故障影响进行上层分析, 得出其故障影响类别为第七类即明显经济性影响。表2为温控系统的控制温度功能进行的影响类别分析。
属于控制温度功能下的设备需要在表3分析所得影响类别的基础上进行, 例如通风温度传感器, 对其同样进行以上几个问题的分析, 得出其故障类别, 并判断是否存在维修任务。
经过完整过程的MSG-3分析, 示例构型下的座舱温度控制系统所有功能下的部件均不存在维修任务。而对于存在维修任务的MSI项目, 还需要进一步对维修任务进行说明和定义。
3 总结
本文采用MSG-3方法对某民用飞机座舱温度控制系统进行了维修性分析, 并通过分析步骤及流程明确了该方法在民用飞机系统中的应用的合理性和必要性。
参考文献
[1]寿荣中, 何慧珊.飞行器环境控制[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2004.
[2]雷世豪, 主编.飞机设计手册第15册《生命保障和环控系统设计》[M].北京:航空工业出版社, 1999.
[3]ATA MSG-3 Operator/Manufacturer Scheduled Maintenance Development[S].Revision 2005, 1.
[4]ATA Specification 2200 (i Spec 2200) Information Standards for Aviation Maintenance[S].Air Transport Association of America, Inc.Revision 2000, 1.
虚拟座舱 篇4
从目前国内各航空公司的机型配比来看, 波音737无疑占据了最主要的地位。作为国内的主流干线客机, 波音737-800融入了很多新技术, 相比于早期的波音737经典型有了较大改进。但该机型的空调系统故障率较高, 特别是每到夏季, 故障更是接二连三地出现, 给航线维护带来了很大的困难。因而全面了解和掌握座舱温度控制系统, 对于及时排除其使用过程中出现的故障具有重要意义。
飞机座舱温度控制系统是飞机座舱空气调节的重要方面, 也是为机组及乘客创造一个安全、舒适环境的前提。波音737-800飞机将座舱划分为三个温度控制区域:驾驶舱区域、前客舱区域和后客舱区域。座舱温度控制的基本方法是将冷热气路掺混, 通过控制掺混比例, 达到控制座舱温度的目的。
1 冷却系统
波音737-800具有左右两套冷却系统, 采用的是三轮式空气循环冷却系统, 使用涡轮冷却器和热交换器两种冷却装置将高温的引气冷却。
图1为波音737-800的空调冷却系统, 其由流量控制和关断活门获得由气源总管引来的热空气。
热空气首先流入主热交换器, 被冲压空气带走部分热量。接着, 空气进入空气循环机的压气机部分, 压气机增加了空气的压力和温度。被压缩后的气体流经次级热交换器, 再次被冲压空气冷却。离开次级热交换器的气体, 绝大部分流入回热器的热端, 少部分则进入水分离管道。当气体第一次流入回热器时, 被来自于冷凝器的冷空气冷却。而后, 空气进入冷凝器的热端, 使空气温度进一步降低。由于冷凝器传热表面的温度低于空气的露点温度, 所以湿空气中的水蒸气被凝结出来, 通过高压水分离器后, 绝大部分析出的水分被分离出来, 由水引射口喷射到冲压空气管路中。当气体第二次流入回热器 (冷端) 时, 温度上升, 没有分离的水分再蒸发, 进入空气循环机的涡轮部分。在涡轮部分, 气体迅速膨胀降温。涡轮出口的气体流入冷凝器的冷端, 从而在冷凝器的出口形成了干燥且温度较低的冷气路。
该系统采用了高压除水的方式, 有效防止了涡轮结冰, 使涡轮进口的温度可以大大降低, 也就意味着在同样的制冷能力下, 飞行时从发动机的引气量可以大大减少, 节省了发动机功率。
2 温度控制原理
波音737-800的温度控制系统有组件温度控制和区域温度控制两组成部分, 正常情况下, 组件温度控制系统和区域温度控制系统协同工作。图2为波音737-800座舱温度控制的原理图。
热引气经过流量控制和关断活门后被分为三路。一路气体通过冷却系统, 形成冷气路。另一路气体供往温度控制活门, 通过与冷气路掺混, 调节空调组件出口的温度。温度控制活门有主温度控制活门和备用温度控制活门两种。备用温度控制活门既可作为主温度控制活门的备份, 又可以防止冷凝器结冰。第三路气体作为配平气体供往配平气体压力调节和关断活门及三个区域配平气体调节活门。配平气体压力调节活门控制到达区域配平气体调节活门的空气的流量及压力, 保持活门下游的压力高于座舱压力4PSI, 降低空气流入座舱时的噪音。三个区域配平气体调节活门控制三条配平气路, 与相对应的空调组件出口的气体混合后, 分别输送到三个温控区域。通过调节区域配平气体调节活门的开度, 调节冷、热气路的混合比例, 从而控制三个温控区域的温度。
组件温度控制系统和区域温度控制系统相结合, 既保证了各温控区域温度的独立调节, 又提高了温度控制的精确度和响应度。
3 温度控制模式
飞机座舱的温度控制由两个组件/区域温度控制器完成。组件/区域温度控制器是一个具有多余度的控制系统, 当系统具有故障时, 系统自动进行重置, 提高了系统的抗故障能力。组件/区域温度控制器接收来自区域温度选择器、区域温度传感器、区域管道温度传感器、组件温度传感器、混气管道传感器的信号, 通过调节主、备用温度控制活门和区域配平气体调节活门来满足相应区域的温度控制需求。
温度控制模式主要有以下四种:
3.1 平衡模式
组件/区域温度控制器根据各区域的温度选择与实际温度的比较差值, 确立区域管道指令温度。以三个温控区域最低的管道温度指令作为组件指令, 同时控制左、右空调组件的温度控制活门, 提供足够的冷气量, 满足最低管道温度指令的需求。对于温度较高的区域, 通过打开配平气体调节活门, 热空气与组件空气混合, 以满足区域温度需求。
特点:左、右空调组件出口的温度相同, 可以满足最低区域管道温度的需求。
3.2 非平衡分离模式
当驾驶舱配平空气系统失效或配平气体电门置于关闭位时, 温度控制系统将采用非平衡分离模式。组件/区域温度控制器根据驾驶舱区域温度选择与驾驶舱备用温度传感器的比较差值, 确立驾驶舱管道指令温度, 控制左空调组件, 以满足驾驶舱的温度选择。前、后客舱区域将以最低的管道温度指令控制右空调组件的温度控制活门, 提供足够的冷气量, 满足最低管道温度指令的需求。温度较高的区域通过打开配平气体调节活门, 来满足温度需求。
特点:左、右空调组件出口的温度不相同, 左空调组件满足驾驶舱的温度需求, 右空调组件满足前、后客舱的需求, 最低管道指令控制右空调组件的温度。
3.3 非平衡平均模式
当客舱配平空气系统失效或配平气体电门置于关闭位时, 温度控制系统将采用非平衡平均模式。驾驶舱区域温度选择与驾驶舱备用温度传感器的比较差值确立驾驶舱管道指令温度, 控制左空调组件, 满足驾驶舱的温度选择。前、后客舱区域将以这两个区域温度选择的平均值作为右空调组件控制的管道指令温度, 通过右空调组件的温度控制活门, 实现前、后客舱的平均管道温度的指令需求。
特点:三个区域温度配平系统都不工作, 左空调组件满足驾驶舱的温度需求, 右空调组件满足前、后客舱温度需求的平均值。
3.4 其他模式
若将驾驶舱、前后客舱的温度选择电门均置于关闭位, 组件/区域温度控制器将左空调组件的出口温度控制在24 ℃, 右空调组件的出口温度控制在18 ℃。
4 结语
空调系统产生故障的原因很多, 比如组件/区域温度控制器自身故障、传感器故障、温度控制活门故障等。维修人员应熟练掌握空调系统的工作原理及工作模式, 从表面现象挖掘深层次的故障原因, 避免治标不治本的排故方式。
参考文献
[1]波音公司.B737-800 Maintenance Manual[Z].
[2]朱江, 胡静.B737飞机空调系统常见故障分析[J].中国民航学院学报, 2004, 22 (S1) .
飞行模拟器座舱仪表通信技术研究 篇5
在现代航空工业领域当中,现代飞机要求大量数据信息能够快速、有效地在飞机系统与系统、系统与部件之间进行高速传递。目前相当数量的军用机、民用机及运输机的数据通信都采用美国航空无线电公司(ARINC)制定的民用航空数字总线传输标准ARINC429,它定义了航空电子设备和系统之间相互通信的一种规范。
飞行模拟器是能够复现飞行器及空中环境并能够进行操作的模拟装置。模拟器上集成了许多数字仪表,可以按照ARINC429总线协议标准实现仪表与飞行模拟控制计算机间的数据传输。构建ARINC429总线网络可使用ARINC429总线控制芯片。但是考虑到经济因素,ARINC429总线控制芯片具有通用性即不够灵活、飞行模拟控制计算机无相应接口与之直接通信。文中提出在航空仪表周围开发出将以太网数据转化为ARINC429总线标准数据的模块。这样飞行模拟控制计算机就可以通过网络快速与航空仪表进行数据通信。
文中给出了以数字信号处理器(DSP)、FPGA、RTL8019AS以太网控制器、TCP/IP协议栈等构成的以太网转ARINC4299总线协议标准数据模块。
1 飞行模拟器座舱仪表通信系统总体结构
本系统如图1所示主要由交换机、以太网转ARINC429总线控制模块、航空仪表、仪表控制计算机组成,系统中的交换机、航空仪表是现成的,因而本系统所要解决的主要问题即为以太网转ARINC429总线控制模块如图2所示。
该模块主要由DSP 、FPGA、RTL8019AS、网络变压器等器件组成。
核心器件的主要功能及作用:主控芯片采用的是TI公司的TMS320LF2407A数字信号处理器,该芯片采用3.3V供电电压,最高主频可达40MHz,芯片具有丰富的片内外设,如异步串行口、AD、CAN总线、看门狗、事件管理器等。在本系统中DSP2407主要的功能是实现对以太网控制器数据进行接收处理,最后将数据发送给FPGA进行处理。
以太网控制芯片采用的是台湾瑞昱公司生产的RTL8019AS,具有8/16位总线模式,集成了IEEE802.3协议标准的介质访问控制子层(MAC)和物理层的性能,收发可同时达到10Mbps的速率。在系统中主要实现网络数据通信过程中的数据链路层和部分物理层的功能。
FPGA是现场可编程门阵列逻辑芯片,本系统中主要实现将DSP发送给FPGA的以太网数据转化为符合ARINC429总线标准的数据帧。
2 系统的实现
以太网转ARINC429总线控制模块实现主要包括3个部分:硬件设计、软件协议栈设计、逻辑设计。
2.1 硬件设计
用TMS320LF2407A和FPGA实现以太网转ARINC429总线控制模块的电路图如图3所示。
本系统中寄存器的基地址设置为300H,RTL8019AS共有32个输入输出地址:寄存器地址00H～0FH,DMA地址10H～17H,复位端口18H～1FH。因此A0～A4与DSP的地址线相连接即可,高位地址可以直接与VCC或者GND连接。这样可以减少PCB的连线。AEN引脚是地址有效使能信号,低电平有效,可以直接与DSP的IS信号连接。同时IQRB、IQWB、RSTDRV分别与DSP的读使能RD、写使能WE、复位信号RST连接。
DSP2407采用的是3.3V供电,RTL8019AS采用的是5V电平信号。DSP2407不能承受5V的电平信号,因此DSP与网络控制芯片之间的数据总线D0～D15间加一片16位宽度的SN74ALVC16245实现电平转换。由于片选、读写控制、地址信号都是由DSP发出的,且满足RTL8019AS的逻辑电平要求,因此可以不加电平转化芯片。
RTL8019AS与以太网进行通信,需要使用网络变压器,网络变压器可以将系统与网络隔离开、避免系统受到以太网的影响,同时还将RTL8019AS发出的数据信号调整到符合以太网的电平标准。
DSP与FPGA的连接信号主要包括地址数据总线、读写控制信号等。DSP向FPGA发送数据,然后FPGA通过FIFO、移位寄存器等将收到的数据变化为符合ARINC429标准的数据帧。最后使用HI-8571ARINC总线驱动器将数据送给仪表。
2.2 软件协议栈设计
以太网转ARINC429总线控制模块软件部分主要包括3个部分:网络控制芯片的驱动程序、TCP/IP协议栈的移植、设计应用层协议。
2.2.1 驱动程序
RTL8019AS芯片主要实现数据链路层和部分物理层的功能,对以太网数据帧收发进行控制。对于开发人员来说,驱动程序相对简单,只需要对寄存器操作。当发送数据的时候,只要按照以太网协议的格式,将数据写入到RTL8019AS的RAM中,然后启动发送命令,RTL8019AS会将以太网数据帧转化为物理信号在以太网上传输;当网络上有传送给本系统的数据时,RTL8019AS会自动地将物理信号转化为以太网数据帧存储在内部RAM中,用户可以使用查询或中断的方式来读取RAM中的数据帧。
芯片初始化步骤:
(1)网卡的复位。
(2)设置数据接收和发送配置寄存器RCR、TCR。
(3)设置接收缓冲区的起始、结束页地址PSTART、PSTOP。
(4)设置发送缓冲区起始页地址TPST。
(5)设置网卡接收的读写指针BNRY、CURR。
(6)设置网卡地址和数据配置寄存器。
数据发送程序步骤:
(1)启动远程DMA,将数据写入RAM中。
(2)启动发送命令。
数据接收程序步骤:
(1)通过查询的方式比较BNRY、CURR寄存器的 值,判断BNRY+1
(2)如果成立,启动远程DMA读RAM中的数据。
2.2.2 TCP/IP协议栈移植
TCP/IP是一个庞大的协议集,嵌入式系统由于受到资源方面的影响,不能将所有的协议移植进嵌入式系统,当然也没有必要移植所有的协议。本文中主要实现了IP、ARP、ICMP、UDP。本系统主要实现接收来自飞行模拟控制计算机UDP数据包。协议数据的接收实际是数据的解封装的过程。数据包解封装过程如图4所示。
接收数据包流程如图5 所示。
模块接收到以太网数据包时,判断是ARP数据报还是IP数据报,如果是IP数据报,则继续解析;否则进行ARP处理。解析出的IP数据报如果是UDP包,则接下来对应用层协议处理,本系统中要处理的是类ARCIN429协议;否则进行TCP或者ICMP处理。
2.2.3 应用层协议
以太网转ARINC429总线控制模块收到了UDP数据后,还要将UDP数据作相应的处理才能发送给FPGA,这样有利于FPGA逻辑部分的实现,同时也能保证数据的可靠性。因此有必要根据ARINC429数据字格式对UDP数据进行一个重新封装。ARINC429数据字格式由32位组成如表1所示。
规定:每次通过以太网发送给此模块的UDP数据为6个字节:第一字节为标志码、第二字节为源/目的地址识别码、第三四五字节为数据区数据、第六字节为符号状态位。按照表1的ARINC429数据字将UDP数据填入到相应的区间,最后进行奇偶校验运算后发送给FPGA处理。
2.2.4 逻辑设计
ARINC429总线使用差用差分信号传输,采用双极回零调制技术。速度达到100kbps。逻辑设计框图如图6所示。模块采用的是Spartan3E系列x3c100e FPGA,CLKOUT为DSP的输出时钟信号,大小为10MHz,它与FIFO的CLK_WR相连,使用DCM分频产生100kbps的CLK_RD时钟。考虑到DSP外部接口为16位数据宽度,发送两个数据就可以构成32位的ARINC429数据帧,因此逻辑设计中使用的是16位宽度DIN,32位宽度DOUT的异步FIFO。
数据在FPGA中的传输变化流程如下。
首先,FPGA将接收到的数据存储在异步FIFO中,然后根据空信号empty和移位寄存器空信号shift_empty来控制FIFO的读使能信号,读有效时将32位的数据送到移位寄存器,通过时钟信号一位一位地送给编码模块处理,最后得到需要的ARIN429信号。
在Modelsim环境下的仿真波形如图7所示。
图8中clk_wr和clk_rd分别对应FIFO的写时钟和读时钟,din为DSP送入FIFO的16位宽度数据,shift_empty为移位寄存器的空标志,如果为高电平代表数据帧已经从移位寄存器中发送完成,可以继续通过32位宽度的dout从FIFO读取数据。Data_effective表示ARINC429数据的有效性,有效时,data_429和data_429_n电平互补。当无效时输出的data_429和data_429_n都为低电平。
图8中输出的data_429和data_429_n信号还需要进行双极回零调制编码。
图8中out_429与out429_n信号为经过双极回零调制信号。相应的代码为:
最后将这两个信号送入ARINIC429电平驱动芯片HI-8571PSIF。
3 结束语
该以太网转ARINC429总线控制模块可以方便地实现飞行模拟控制计算机与航空仪表间的数据通信,同时为航空仪器仪表方便接入以太网提供了较好的解决方案。该方法综合了ARINC429和以太网数据通信的优点,在不降低系统可靠性的前提下,整个系统的从经济性、通信的带宽得到了很大的提高。但是系统也有一些不足之处,有些仪表有反馈信号送给飞行模拟控制计算机,系统目前只能实现单向的ARINC429数据传输。
因此下一步的工作可以继续研究探讨如何实现将航空仪表的ARINC429数据反向传输给飞行模拟控制计算机。
摘要：针对飞行模拟器座舱仪表控制系统的结构特点,提出基于DSP的以太网控制系统来实现仪表的ARCINC429数据通信;研究了TCP/IP协议栈的移植,并且根据ARINC429协议设计出相应的应用层协议,最后通过FPGA模拟ARCINC429标准的数据。整个系统运行表面,以太网转ARINC429总线控制模块结构简单,稳定可靠。
关键词：飞行模拟器,DSP,FPGA,RTL8019AS,ARCINC429
参考文献
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[5]徐志军,徐光辉.CPLD/FPGA的开发与运用[M].北京:电子工业出版社,2001.
虚拟座舱 篇6
据调查显示,信息80%是通过视觉获取的,因此视觉效果作为评价标准,具有以真实地景、地理空间位置为平台的飞行模拟,才能对飞行员体验飞行、对飞行的认知起到帮助,而Skyline能满足平台需要,为用户提供真实的地景和地理空间,因此基于Skyline开发的飞行模拟具有重要意义。飞行模拟的一个重要方面就是飞机的座舱仪表显示系统,它能让飞行员体会到从第一视角观察自己的飞行状态及周围的地景变化。为满足人们体验模拟飞行的视觉效果,文中基于实现Skyline模拟飞行的前提下,对如何实现座舱仪表的显示进行了探讨,并得出如何高效简单地解决座舱仪表显示的问题。目前仪表显示可以通过OpenGL、DirectX和Flash实现,文中给出用Flash实现Skyline飞行座舱仪表显示的方法,该方法高效、快捷。
1 Skyline和Flash简介
1.1 Skyline
Skyline是独立于硬件之外、多平台、多功能的一套基于网络的三维地理信息系统平台。用户可以利用航空和卫星遥感影像、地形高程数据和其他的二、三维地理空间和属性数据,创建自定义的虚拟现实三维可视化场景,进行浏览、查询、分析和网络发布。它能够允许用户快速融合数据、更新数据库,并且有效地支持大型数据库和实时信息流通讯技术,此系统还能实时地展现给用户3D地理空间影像,并开放所有的API,无论在网络环境还是单机应用,用户都能根据自身的业务需求开发定制功能,建立个性化的三维地理信息系统。文中基于Skyline提供的开放API实现模拟飞行功能的基础上,进行再次开发,实现座舱仪表的显示。
1.2 Flash
Flash是重要的动画制作工具,它是基于矢量的图形系统,各元素均为矢量,只用少量的向量数据就可以描述一个复杂的对象,占用的存储空间仅为位图的几千分之一,同时矢量图像可以做到真正的无级放大,这样图像始终可以完全显示,并且不会降低画面质量。在Flash中,一般动画都是依靠关键帧实现,方便快捷,用户只需给出一个对象的几个关键动作,生成关键帧,系统就会根据需要在各个关键帧之间自动插入平滑的动画。Flash使用了“层”的概念,不同的角色可以出现在不同的层面上,相互掩映,可以单独对某一层面进行操作,并且可以看见效果。文中根据Flash的这些特性,实现了座舱仪表的显示。
2 座舱仪表显示功能实现
2.1 座舱仪表制作
为了达到座舱仪表显示更为逼真的目的,采用3D MAX制作。3D MAX是集各项3D功能为一身的软件,建模、渲染、材质、动作等使得建模更加精致、逼真。建模完成的效果如图1所示,该图作为Skyline窗口的背景贴图。
利用3D MAX的裁剪渲染功能,将图1中的每一个仪表(除地平仪以外)及仪表指针单独渲染输出保存图像如图2所示,用于之后加入到Flash场景中制作动画。由于地平仪中的圆柱是随着飞机俯仰角的变化而转动,在Flash中实现较困难,因此将其独立出来,放在3D MAX中制作动画,设置旋转一圈为720帧,然后再通过裁剪渲染,按每帧输出得到720张图像并保存。
在新建的Flash工程中,将仪表图像及其相应的指针分层放入场景,并按照指针的指示设定足够的帧数和关键帧制作动画输出保存为*.swf文件。其中,Flash支持图片的批量加载,并自动将每幅图像按编号顺序添加为关键帧,这使得地平仪的制作简单化。制作效果图如图3所示。
2.2 仪表动态显示实现
以上制作的仪表必须通过数据的驱动才能转动,数据来自于飞行模拟。本文的仪表动态显示是通过C#编程语言实现,通过建立同一命名管道实现飞机参数与仪表指针帧数之间的通信,具体实现过程如下:
(1)建立Myfly和Flash两个工程文件。Myfly工程用于模拟飞行并将飞行参数输出;Flash工程用于加载制作的*.swf文件,并匹配飞行参数与指针帧数之间的关系。
(2)建立同一命名管道。Myfly中的管道作为客户端,用于发送带一定格式的数据;Flash中的管道作为服务器端,用于接受数据并按数据格式解码。
(3)运行两个工程文件,实现仪表的动态显示。其显示结果如图4所示。
可以看到飞行的场景为Skyline提供的海量遥感影像,座舱为3D MAX制作的座舱,仪表为Flash动画,在飞行参数的驱使下,指针发生了偏转,实现了座舱仪表的动态显示。而图5为机舱照片直接粘贴,仪表都是静止的,而且显示效果不好,相比之下,通过3D MAX和Flash相结合制作的飞行座舱仪表显示取得了良好的效果。
3 结束语
论述了基于Flash实现Skyline的飞行座舱仪表显示,该实现使得飞行模拟更加逼真形象。与其他仪表显示相比,显示更精致;优点是较好地使Skyline的开发平台与Flash相结合,实现了不同工程程序间的相互通信,对Skyline的二次开发能力进行了补充。
摘要：Skyline作为一个三维地理信息平台,为用户提供直观、形象的三维地景显示和二次开发功能。文中在Skyline实现模拟飞行的基础上,论述了如何用3D MAX和Flash实现座舱仪表的显示,并用飞行参数驱动仪表指针,实现了更加逼真的模拟飞行。
关键词：Skyline,Flash,座舱,航空仪表
参考文献
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虚拟座舱 篇7
关键词：发动机,二股通道,异味,泄漏,燃油喷嘴
引言
某型涡扇发动机 (简称发动机) 作为飞机动力装置, 工作时除产生推力之外, 还需要维持飞机空调系统工作。空调系统从燃烧室的二股通道 (位于燃烧室内、火焰筒外, 最高温度可达300℃, 最大压力约0.9 Mpa) 提取压缩空气, 经降温、降压和除湿后引入座舱, 营造适宜的座舱环境。
由于空调系统引入座舱的空气是从发动机二股通道中提取的, 因此当发动机因故障造成二股通道中的空气成分异常时, 会引起座舱内人员不适。
1 发动机故障情况
1.1 故障现象
某台发动机在使用一段时间后, 其所装飞机的座舱内突然出现了呛人的气味。经检查确定异味是随空调系统的引气进入座舱的, 且随发动机工作状态升高愈加明显。经多人在座舱内体验, 无法分辨是燃油味还是滑油味。
故障发生后, 对飞机空调系统进行了全面的检查和串件试验, 确认无异常;将发动机串至另一架飞机试车检查, 座舱内异味现象跟随发动机转移, 根据以上检查结果, 初步判断异味来自发动机。
1.2 故障树
根据结构原理分析, 如图1发动机供给飞机空调系统的空气存在异味, 是由于二股通道的空气中含有滑油或燃油成分造成的, 根据滑油和燃油泄漏进入二股通道的途径, 绘制了简易故障树用于指导检查工作。
1.3 排故情况检查
1.3.1 润滑系统检查
由于轴承腔封严部位无法直接观察, 因此决定根据滑油消耗率和叶片表面情况判断封严效果, 检查结果如下:
1) 复查发动机维护记录, 计算出滑油消耗率为0.2 3 L/h, 符合规定 (≤0.3 L/h) 但相对大部分发动机0.15 L/h左右的水平略偏高;
2) 用内窥镜检查风扇和压气机叶片, 发现粘附灰尘相对其他发动机较多, 但没有明显的滑油痕迹。
检查结果表明该发动机润滑系统封严效果不是十分理想, 但仍属于合格状态, 不足以判断座舱异味是滑油泄漏造成的。
1.3.2 火焰筒检查
用内窥镜检查发动机火焰筒, 未发现任何开裂或烧穿现象。
1.3.3 燃油喷嘴检查
由于工作量相对较大, 对喷嘴的检查工作安排在最后进行。
1) 拆下全套1 2件燃油喷嘴检查, 发现2号喷嘴的杆部有积碳痕迹, 与其余喷嘴存在差异;
2) 堵住喷嘴出口, 接通10 MPa压缩空气 (工作时燃油压力≤6.5 MPa) 检查密封性, 所有喷嘴均无泄漏现象。
虽然用压缩空气检查燃油喷嘴密封性未发现问题, 但根据2号喷嘴杆部的积碳现象, 不能排除其在工作条件下存在泄漏。
1.3.4 串件试验
在前面检查未能确定故障部位的情况下, 现场串换了整套燃油喷嘴, 试车检查空调系统引气的异味消失, 故障排除。
1.4 现场分析意见
如图2:2号喷嘴安装在燃烧室1点半钟位置, 紧邻空调系统从二股通道提取空气的管路 (位于1点钟位置) , 从该喷嘴泄漏的燃油汽化后会随压缩空气被空调系统引入座舱。
2 故障件检查分析
全套燃油喷嘴返厂后, 为查明导致泄漏的具体故障原因进行了一系列检查分析工作。
2.1 检查情况
1) 在试验器上用13 MPa的燃油检查全套燃油喷嘴的密封性, 未发生泄漏。
2) 将全套燃油喷嘴分解成零件状态, 发现2号喷嘴的杆部与头部之间的铜质密封垫表面有积碳痕迹, 其余喷嘴无此现象。
3) 对2号喷嘴的密封圈进行精密计量, 结果表明尺寸正常, 但表面光洁度不符合图纸要求, 存在明显的加工痕迹。
2.2 故障结论
根据对燃油喷嘴的分解检查结果和工作原理进行分析, 认为2号喷嘴内部的密封垫由于表面光洁度不符合要求, 导致封严效果降低, 是造成其发生泄漏的原因。
常温条件下, 2号燃油喷嘴的密封垫在喷嘴头部与杆部的装配预紧力作用下能够起到封严作用, 因此在密封性试验中未暴露问题。但在发动机工作条件下, 由于喷嘴头部被二股通道的高温空气加热, 而杆部被流经的燃油冷却, 二者存在较大温差造成膨胀不均匀, 装配预紧力下降, 此时密封垫受表面光洁度影响导致封严失效发生泄漏。
2.3 改进措施
根据故障分析结论, 工厂改进了燃油喷嘴密封垫的加工方法, 提高了表面光洁度检查要求。落实上述改进措施后此类故障再未出现。
3 结语