机载计算机系统（通用10篇）
机载计算机系统 篇1
1 概述
无人机(UAV)是一种无人驾驶,具有自动导航、定位功能,并完成一系列飞行任务的飞行器。MUAV较UAV体积较小、质量轻,在多数领域发挥作用[1,2]。例如,凭借着其灵巧的机体结构,MUAV可以为意外事故的搜救和营救方面发挥作用;MUAV还可以实现对交通状况的检测,辅助工作人员完成相关任务。MUAV控制系统是MUAV能够完成其工作任务的核心,控制系统主要包括机载计算机系统和地面控制系统。MUAV需要按照规定的时序完成相应的动作,并且需要对外部环境的改变做出及时的调整[3]。
基于以上论述,嵌入式硬实时操作系统符合控制系统及时性、多任务的需要。 RTLinux是Linux的拓展。相比较Linux,RTLinux的硬件实时性能更加完善,内核稳定,运行速度快。较之普通的计算机系统,该操作系统可以专门执行特定的任务,实现操作任务的自动重复。RTLinux不仅在无人机领域发挥着重要作用,也在数控领域发挥其特性[4,5,6]。
2 系统设计
MUAV机载计算机系统的任务是采集MUAV的飞行姿态及位置信息、对采集的数据进行融合并根据算法进行处理。此外还有,控制飞行器的飞行姿态及路线、实现飞行器的起飞与着陆、与地面控制器实现数据通信[7]。系统任务将决定系统结构,MUAV机载计算机系统的结构如图1所示。
由图1可知,MUAV机载计算机系统主要由传感器、以RT-Linux操作系统为核心的控制器、伺服舵机(执行机构)、通信部分组成。微型无人机在飞行时,控制器通过传感器获取无人机的飞行姿态以及位置,之后通过多传感器信息融合技术求解飞行器的飞行姿态,从而控制伺服舵机,实现MUAV的自主飞行。无线通信完成了机载计算机系统和地面控制基地的信息传递,进而完成地面导航及飞行姿态记录。伺服舵机既可以由RTLinux操作系统控制,又可以由地面控制器控制。系统通过多路转换通道完成其一方对伺服舵机的控制,增加MUAV控制系统整体的稳定性和可靠性。
MUAV机载计算机系统运算量庞大、系统复杂、任务多、实时性要求高,控制系可采用以RTLinux硬实时操作系统为核心的主控模块。PC-104主控板体积小、集成度高、功能齐全满足系统设计要求[8,9]。研华PCM-4153 PC104 CPU模块具备:功耗低、系统频率可达800MHz、内涵看门狗程序、带有128M闪存和256N内存。并支持DDR内存、10M双网卡、RS-232 RS485/422及USB2.0 协议等多种串口通信协议,可以实现PC104 到PC104Plus的拓展、自带AC97 声卡接口、具备24 位的TFT LCD显示屏。PCM-4153 PC104处理速度高达800MHz,满足MUAV系统实时性较高的需求。PCM-4153 PC104的多种通信协议及通信接口满足系统三轴加速度传感器、陀螺仪、声呐高度计、电子罗盘和GPS等传感器的连接与信号传递[10]。因此,不论从系统处理速度上,还是功能拓展上,PCM-4153 PC104都是一款理想的RTLinux平台。
MUAV机载计算机系统的传感器有三轴加速度传感器、陀螺仪、声呐高度计、电子罗盘和GPS。三轴加速度传感器和陀螺仪完成MUAV加速度及角速度的测量。 LSM9DS0 是美国Sparkfun公司研制的一种集三轴加速度、三轴陀螺仪、三轴磁力计为一体的传感器模块。该模块灵敏度高,可在125度的温度范围内完成测量,稳定性高,是一款符合系统设计要求的传感器模块。声呐高度计负责测量MUAV的高度信息,与三轴加速度传感器和陀螺仪一起完成机体的姿态以及高度的检测任务。GPS通过串口与控制器连接,实现对MUAV的坐标及速度的采集。由于GPS自身性能的不稳定,其只能提供粗略的坐标信息及速度信息,辅助其他传感器对MUAV坐标信息的采集。电子罗盘则实现MUAV的准确定位,用来弥补GPS的定位信息的误差。同时电子罗盘可以检测无人机的姿态,是理想的导航传感器和姿态传感器。
伺服舵机作为执行机构,根据控制器传来的控制信号旋转相应的角度。无人机上使用五个舵机,分别对应浆角总距输入、横向周期变距输入、纵向周期变距输入、尾舵浆角输入和风门输入。系统通信可采用Cisco Aironet 340的无线通信。该系列产品工作在2.4GHz,采用IEEE802.11b标准,允许4种比特率的数据传递速度,有较高的安全性和灵活性,可与PC104 相连。此外,该系列无线接入点和无线工作组网桥不仅可以用控制台实现控制,还可以通过web对其实现控制,灵活方便。
3 多传感器信息融合
MUAV机载计算机系统集计算机、电子、通信技术于一身,是个学科交叉型的智能系统。MUAV飞行姿态的采集,坐标定位及导航需要三轴加速度传感器、陀螺仪、声呐高度计、电子罗盘、GPS等传感器的信息融合与解算。因此,多传感器信息融合技术是MUAV系统能够飞行并完成指定任务的基础。
传感器信息融合是一个推理和决策的过程。Waltz定义该技术为:对多传感器提供的数据或信息进行关联,得到优于单一传感器信息的推理和身份估计。Wald将其定义为:联合来自不同信息源数据的处理方式的基本框架,其目的是优化信息的质量。总之,多传感器融合是将多个传感器收集来的大量数据进行压缩、分类、分析,提取有用信息进行融合,从而获取所需的数据和状态。多传感器融合的概念首先在美国军事领域提出,并由国防部构建了JDL模型。模型结构图如图2所示。
该模型包含四个阶段:预处理、状态估计、态势估计和威胁估计。模型首先整合全国各地的传感器信息,将其中的特征信息进行提取,提取方式有标准化、归一化、压缩等。其次,进一步处理传感器信息,明确个体的身份及状态。根据一定方法,对数据进行估计,判断其个体是敌是友。最后对分类信息进行类似于神经网络学习的自修正,以完善威胁估计的准确度。JDL模型使多传感器信息融合的原理更加清晰明了,为之后技术的拓展做铺垫。
多传感器信息融合重点在于数据的处理与重组。它的原理及步骤是:首先,收集多个传感器的数据。对于MUAV来说,即通过RTLinux平台,采集三轴加速度传感器、陀螺仪、声呐高度计、电子罗盘和GPS的数据。其次,提取传感器收集到数据的特征向量,并判定其状态。判定方法有聚类分析、向量机、判别分析等。关联每个传感器经过处理后的特征向量,并用融合算法获得对目标的综合评述。对于MUAV来说,即完成其姿态解算,及位置信息的获取任务。
多传感器信息融合可分为三个层次:数据层、特征层、决策层。数据层不对传感器采集的信息进行任何处理,直接对大量数据做融合处理,之后进行特征向量的提取及判别分析。特征层将提取采集数据的特征向量,并对其实现融合,最后做分析判断。决策层将对数据处理的整体结果做融合。数据层的融合信息保留程度最全面,但是数据量限制了整个融合判定的速度,为处理器带来负担,影响系统整体的实时性要求。特征层的融合相对数据的处理量较小,但存在数据信息的缺失现象。决策层的融合,处理速度快,系统响应时间短,但有用信息遗失较为严重,一定程度上造成目标分析的失真。
对于MUAV机载计算机系统多传感器信息融合的部分而言,融合层次结构及融合算法将决定信息处理的响应速度。常用的信息融合算法有贝叶斯准则、证据理论、模糊集理论、神经网络等。贝叶斯准则是基于先验概率的一种数学方法。证据理论侧重于对不确定模型的构建及推理。模糊理论是基于分类的估计。神经网络模拟人体神经系统的工作过程,可以完成对对象的分类及自我修正。不同算法适用于不同的系统,系统选择不同的层次及结构也会导致算法的运行效率及最终结果的准确程度。因此,MUAV机载计算机系统需要灵活的设计信息融合部分的结构、层次及算法,以保证一定的系统响应速度及实时性。
4 姿态解算
MUAV的姿态解算是MUAV控制系统的核心部分。MUAV姿态角需要实时检测并且及时调整。控制器通过MUAV的飞行姿态确定下一步的控制方式,保证飞行的连续性,并完成指定任务。MUAV飞行姿态解算本质是将机载传感器采集到的机体坐标系内加速度和角速度转换到以大地为静止坐标系的空间内,并从中求解飞行器三个姿态角。设以机体为坐标系的角速度为xp,yp,zp以大地为坐标系的角速度为xo,yo,zo。机体和大地坐标系之间的转换关系为捷联矩阵T。则
矩阵T则由MUAV的姿态角(俯仰角 θ 、倾斜角 γ 、偏航角φ)的三角函数组成。
MUAV俯仰角 θ 、倾斜角 γ 、偏航角 φ 与不同参考系内的角速度的关系可以简单理解为坐标旋转。即机体坐标系的xyz轴依次按照俯仰角 θ 、倾斜角 γ 、偏航角 φ 旋转,则可以得到地面坐标系xyz以及对应角速度。由数学推导可得
则
因此,通过矩阵T可求解出飞行器的三个姿态角,并且实现两个坐标系的转换。
矩阵T有多种求解方法。较常用的算法有欧拉法、四元数法和方向余弦法。欧拉法基于三角函数的原理,经由三个方程求解矩阵元素。四元数法基于理论力学的思想,引入变量“转动四元数”从而避开欧拉法复杂的三角方程求解,并由四个微分方程得到矩阵元素。方向余弦法需要求解更多方程个数,但方程复杂程度也远低于欧拉法。
5 结束语
MUAV机载计算机系统是一个实时性要求非常高、运算量庞大、功能复杂的系统。本文主要研究以RTLinux为核心的机载计算机系统,提出了基于RTLinux的硬实时操作系统的硬件设计方案,分析多路传感器数据融合技术及MUAV飞行姿态解算算法。
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机载计算机系统 篇2
机载吊舱环境控制系统
机载吊舱的散热问题是吊舱研发的难题之一,文中介绍了国内外几种典型的`机载吊舱环境控制系统和各自特点,着重分析了逆升压式环控系统的工作原理和特点.结合工程实例讨论并分析如何优化吊舱环控系统,以及如何合理地进行舱内布局,为吊舱系统方案阶段环控系统的设计提供思路和参考.
作 者：肖滨 XIAO Bin 作者单位：中国电子科技集团公司第29所,四川,成都,610036刊 名：电子机械工程英文刊名：ELECTRO-MECHANICAL ENGINEERING年，卷(期)：24(3)分类号：V214.1 V444.3关键词：环境控制 吊舱 涡轮
机载多管火箭系统振动特性研究 篇3
（南京理工大学发射动力学研究所，江苏 南京210094）
引 言
多管火箭系统作为连射武器，其系统振动特性对其动态性能和射击密集度的影响非常大，系统振动特性的准确快速计算已成为多管火箭发射动力学的重要基础和核心内容之一。芮筱亭等对车载多管火箭振动特性进行了系列的研究［1～3］，为优化射序和射击间隔提高车载多管火箭射击密集度提供了重要支撑。
直升机机载多管火箭是一类新型多管火箭。准确计算机载多管火箭系统的振动特性，建立起机载多管火箭总体参数与系统振动频率之间的定量关系，合理匹配系统固有振动频率与射频，对保证机载多管火箭动态性能和射击密集度十分重要。通常力学方法在计算刚柔耦合多体系统固有振动特性时，需要建立系统总体动力学方程，不仅需要解决涉及的矩阵阶次高计算工作量大的困难，还可能面临计算“病态”问题。寻求机载多管火箭等复杂武器系统动力学建模和振动特性快速计算方法，是目前发射动力学问题的迫切需要。
多体系统传递矩阵法无需建立系统的总体动力学方程［4－7］，涉及系统矩阵阶次、计算量小、避免了刚弹耦合多体系统特征值问题的计算“病态”的特点，为解决复杂机载多管火箭武器系统振动特性快速计算问题提供了新手段。本文应用多体系统传递矩阵法，建立了某机载多管火箭武器系统动力学模型，从理论、计算、试验三方面研究了机载多管火箭武器系统的振动特性，实现了对机载多管火箭刚弹耦合系统的固有振动特性的快速计算，理论计算得到了模态试验的验证，为科学评价机载多管火箭武器系统动态性能和提高密集度奠定了基础。
1 机载多管火箭系统动力学模型
应用多体系统传递矩阵法，根据机载多管火箭各个部件的自然属性，将它们分别视为集中质量、刚体、弹性梁、扭簧、弹簧等力学元件，如图1所示。将任一瞬时机载多管火箭中除去已击发火箭弹和最新击发火箭弹所在火发器简称火发器，除去火发器的挂架部分简称挂架部分，除去轮子的直升机简称机体，最新击发火箭弹所在定向管尾部简称定向管尾，并将它们视为各具有6个自由度的刚体；3个轮子视为各具有3个自由度的集中质量；最新击发火箭弹所在定向管简称定向管并视为空间运动弹性梁；定向管与火发器之间的作用以及挂架与火发器的弹性和阻尼效应、轮子的弹性和阻尼效应及与地面的作用、挂架与定向管间的联接等，分别用反映3个方向相对角运动的扭簧和反映3个方向相对线运动的弹簧及与之并联的阻尼器来等效。
本文以机载多管火箭地面停放状态为例，直升机旋翼下洗流对火箭弹的影响等效为纵风，地面支撑作为系统的边界条件包含在系统模型之中。其他状态的机载多管火箭动力学模型与此类似，如悬停状态时的机载多管火箭系统动力学模型可以在地面支撑下的机载多管火箭动力学模型的基础上，忽略地面支撑，将直升机运动参量作为发射系统外部激励，同时考虑直升机旋翼下洗流对火箭弹弹道特性的影响。
根据“体”和“铰”统一编号的原则，地面边界编号为0；3个轮子与地面联接的弹簧及与之并联的阻尼器依次编号为1，2，3；3个轮子依次编号为4，5，6；3个轮子与机体联接的弹簧及与之并联的阻尼器依次编号为7，8，9；机体、回转部分、起落部分依次编号为10，12，14；元件10与元件12间的联接作用以及元件12与元件14间的联接作用的扭簧和弹簧及与之并联的阻尼器分别编号为11，13；挂架与第i个定向管间的两处联接扭簧和弹簧及与之并联的阻尼器分别编号为9＋7i，11＋7i；第i个定向管的后端面自由边界编号为7＋7i；第i个定向管尾部编号为8＋7i；第i个定向管与挂架的前联接点与后联接点之间的部分编号为10＋7i，前联接点前面的部分编号为12＋7i；第i个定向管的前端面自由边界编号为13＋7i。即地面支撑下的机载多管火箭系统动力学模型为：由各种铰相联接的3个刚体、19个弹性体和3个集中质量组成的刚弹耦合多体系统。
图1 机载多管火箭武器系统动力学模型Fig.1 Dynamics model of airborne multiple launch rocket systems
2 机载多管火箭系统振动特性计算方法
本节基于多体系统传递矩阵法，建立机载多管火箭系统振动特性快速计算方法，以实现对机载多管火箭系统的固有振动特性的准确分析。
2.1 状态矢量
应用多体系统传递矩阵法，定义机载多管火箭武器系统各联接点处的状态矢量如下：
类似。Z4－6，1－3，Z4－6，7－9的定义与Z0，1－3类似。
式（1）～（4）中，Zi，j第1个下标i是体元件的序号，第2个下标j是铰元件的序号。用X，Y，Z表示线位移对应的模态坐标列阵；Θx，Θy，Θz表示角位移对应的模态坐标列阵；Mx，My，Mz表示内力矩对应的模态坐标列阵；Qx，Qy，Qz表示内力对应的模态坐标列阵。
2.2 机载多管火箭系统部件传递矩阵
本文给出了定向管的传递矩阵，限于篇幅，其他元件的传递矩阵的详细推导过程可参见文献［4］。把定向管作为空间运动梁来处理，只考虑梁的横向振动，不计其纵向和扭转振动，可得点（10＋7i，9＋7i）到点（10＋7i，11＋7i）的传递方程
式中 第i个定向管上点（10＋7i，9＋7i）到点（10＋7i，11＋7i）的传递矩阵U10＋7i可表示为
在安全设计阶段，通常要根据气体不同的性质，在场所中设置相应的气体浓度报警仪。一旦发生泄漏，现场气体浓度报警仪将立即启动声光预警，有效缩短应急时间。同时，针对涉氨和易燃气体的场所，应设置用于消防灭火和液氨泄漏稀释吸收的消防喷淋系统，并与场所内气体泄漏报警仪联锁。当局部气体浓度达到安全预警值时，气体泄漏报警仪发出声光报警的同时，联锁自动喷淋控制阀开启，消防水通过管道和喷淋头喷洒水雾，有效吸收氨气和灭火，避免突发情况下事故进一步扩大。
式中S，V，U，T为 Крылов函数［8］，
l为梁的长度，EI为梁的抗弯刚度，为线质量密度。
2.3 机载多管火箭系统总传递方程
由多体系统传递矩阵法，拼装各部件的传递方程，可得机载多管火箭系统的总传递方程
式中 系统边界点的状态矢量
机载多管火箭系统总传递矩阵
Uall为21×42矩阵。
2.4 机载多管火箭系统特征方程
记去掉Uall中第1，2，3，7，8，9，13，14，15，25，26，27，28，29，30，37，38，39，40，41，42列得到21×21方阵。则式（6）可表示为
式（11）即为机载多管火箭的特征方程。求解机载多管火箭的特征方程（11），即可得机载多管火箭系统的固有振动频率ωk（k＝1，2，3，…）。求得机载多管火箭系统的固有振动频率ωk（k＝1，2，3，…）后，在给定的归一化条件下（如令b的21个元素中绝对值最大的元素等于1），求解方程（10）可得到对应于固有振动频率ωk的b和Zb，即对应于固有振动 频 率ωk的 状 态 矢 量Z0，1－3，Z8＋7i，7＋7i和Z12＋7i，13＋7i。进而通过传递方程得到对应于ωk的全部联接点和定向管上任一点的状态矢量。
基于上述理论方法，建立了机载多管火箭系统振动特性数值仿真系统。
3 机载多管火箭振动模态试验
建立直升机机载多管火箭振动模态测试方法，对某直升机机载多管火箭系统进行了振动模态试验，测量了其在满载和空载及不同装弹情况下的固有振动频率、振型、阻尼比等模态参数，为验证本文所建动力学模型、所选参数和振动特性仿真系统的正确性提供了重要依据。试验采用冲击激励的方法激发直升机机载多管火箭系统的振动，选取直升机机载多管火箭系统尾部第60点为激励点，同时选用丹麦B＆K的高灵敏度加速度传感器4370测量直升机机载多管火箭系统的振动响应。直升机机载多管火箭系统模态试验框图和模态试验测点分布分别如图2和3所示。机载多管火箭系统满载垂向第1阶模态振型如图4所示。
图2 机载多管火箭系统模态试验框图Fig.2 Modal test chart of airborne multiple launch rocket systems
图3 机载多管火箭系统模态试验测点分布图Fig.3 Distribution of test position for modal test of airborne multiple launch rocket systems
图4 机载多管火箭系统满载垂向第1阶模态振型Fig.4 The first modal shape got by modal test of airborne multiple launch rocket systems
4 机载多管火箭系统振动特性分析
根据本文建立的机载火箭系统的传递方程、传递矩阵和特征方程，依据工程获取的机载多管火箭各部件的结构参数和联接参数，求解建立的机载多管火箭特征方程，即可得到机载多管火箭系统任意装填情况下的振动特性。对于振动系统每个ωk（k＝1，2，3，…），由系统的传递方程可得机载多管火箭系统任意点的状态矢量。用上述方法，实例数值仿真了某机载7管多管火箭系统的固有振动特性。在Pentium Dual 2.2 GHz的计算机上只需21 s的时间即可计算完从满载到空载8种工况下的振动特性。表1和2分别给出了满载情况和空载情况下前10阶固有频率的计算与试验结果的对比。对比表明，两者吻合较好，验证了本文理论方法的正确性。从表1和2可以看出，应用本文方法，能够快速计算机载多管火箭从满载、逐发射击到空载各工况下系统振动特性，可较为精细刻画由于火箭弹射击后整个机载多管火箭质量等参数发生变化后振动特性的变化，为优化射序和射击间隔提供了重要参数。
表1 满载情况下频率仿真与试验结果对比Tab.1 Test and simulation results of natural frequencies of full load rockets
表2 空载情况下频率仿真与试验结果对比Tab.2 Test and simulation results of natural frequencies of non load rockets
5 结 论
本文应用多体系统传递矩阵法，建立了某机载多管火箭系统动力学模型，从理论、计算、试验三方面研究了机载多管火箭系统的振动特性，对某机载多管火箭系统的固有振动特性进行了数值仿真，实现了对机载多管火箭刚弹耦合系统的固有振动特性的快速计算，理论计算得到了模态试验的验证，为优化射序和射击间隔提高多管火箭射击密集度提供了关键数据。本文方法具有无需建立系统总体动力学方程、涉及系统矩阵阶次、计算速度快等优点，可用于各种机载多管火箭、机载火炮等系统振动特性分析。
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机载计算机系统 篇4
1 干扰噪声产生的原因
噪声是任何不希望有的对系统产生负作用的信号。噪声分内部噪声、人为噪声和自然噪声。人为噪声是由其他电子设备或系统产生的噪声, 自然噪声是天文气象中大自然产生的噪声。人为噪声和自然噪声是系统外部的, 通过隔离和屏蔽措施可以避免。内部噪声是系统内部或器件本身产生的噪声。下面着重分析机载计算机高速数字系统内部干扰噪声产生的原因。
1.1 过渡干扰
过渡干扰是由于逻辑信号传输时间的影响而引起的干扰。它与电路内部竞争、险象以及可能出现的中间状态有关。例如, 在图1的逻辑电路中, 信号B发生变化时, 该变化经G1和G2到达G4的时间与经G3到达G4的时间有先有后, 使得电路出现竞争现象。
过渡干扰可以导致系统产生错误的逻辑动作, 使逻辑关系混乱, 控制失灵, 甚至破坏电路正常工作。
1.2 尖峰噪声
尖峰噪声是由器件的开关门动作引起的。器件在开关时会产生很大的冲击电流, 并在传输线和供电电源内阻上产生较大压降形成尖峰噪声干扰。在如图2所示的TTL与非门中, 当输出端开关时, 引起晶体管T4和T5在截止和饱和状态之间转换, 由于这种转换需要一定的时间, 因此T4和T5有一短时间处在导通状态, 使得输出负载增大。这种增大的负载在电源VCC上引起一个负尖峰信号, 在电源地VSS上引起一个正尖峰信号。高速电路系统中, 许多门同时快速开关, 在电源和地线上将引起严重噪声。
1.3 电磁干扰
电磁干扰 (EMI) 是由于任何载流导体周围存在磁场而引起的, 来自一个导体的磁通量在另一个导体可以感应电流而产生瞬时电压。根据Fourier信号分析理论, 快速跳变信号在产生和传输过程中, 必然伴随着丰富的高次谐波的产生和传输, 这些信号放大之后会产生电磁能量辐射, 因此在高速数字电路系统中, 电磁噪声是很严重的干扰源。
1.4 静电干扰
静电干扰 (ESI) 是由两个邻近的导体通过电容耦合而引起的。由于任意两条导线之间均存在分布电容, 相邻两导线之间分布电容比较大。这样两根邻近的导线就象电容器的两个极板那样起作用;在一个导体上建立的电荷在另一个导体上感应出相反的电荷。
1.5 反射干扰
信号反射是由于终端负载不匹配造成的。在高速数字电路中, 信号线的负载电容对信号传输影响很大。由于负载电容的存在, 随着信号线的增加, 信号在传输线上的延时会增加。这使得信号在未经终端匹配的信号线上传输过程中发生多次反射, 导致振铃现象。振铃会产生非法电压过渡, 甚至损坏元器件。
2 干扰噪声耦合途径
干扰噪声产生后, 要经过传输途径耦合的其他电路中, 对被干扰对象产生干扰。下面分析干扰噪声几个主要的耦合途径。
2.1 信号线耦合
信号线耦合是干扰噪声经过信号导线直接传导到信号接受电路中而造成对接受电路的干扰。信号线耦合最常见的传导模式是差模传导和共模传导。
差模传导方式如图3所示。噪声往返与两信号线间, 噪声电流和信号电流的往返路径是一致的。
共模传导方式如图4所示。噪声电流在两信号线上各流一部分, 以地为公共回路。信号电流只在往返信号线上流过。
2.2 电源地耦合
电源地耦合是一个器件产生的干扰噪声经过电源线和地线耦合到系统各器件中。在高速数字电路系统中, 器件快速开关产生的尖峰噪声大部分是通过电源地耦合到其他电路。
2.3 公共阻抗耦合
公共阻抗耦合是干扰噪声通过噪声源和信号源的公共阻抗传导耦合。因为两电路的电流流经一个公共阻抗时一个电路在该电阻上的电压降将会影响到另一个电路。常见的公共阻抗耦合有公共地和电源阻抗两种。
2.4 电容耦合
电容耦合是干扰噪声通过电路中的分布电容耦合到被干扰对象。由于元件之间、导线之间、导线与元件之间存在着分布电容, 若在一导体上发生电位变化通过分布电容使其他导体的电位受到影响。
2.5 电磁辐射耦合
电磁辐射耦合是高频干扰噪声通过电磁场辐射耦合到被干扰对象。在高速数字电路中, 由于信号脉冲快速变化产生高频电流。当高频电流流过导体时, 该导体周围产生电力线和磁力线, 并发生高频变化, 从而形成一种在空中传播的电磁场。处于电磁波中的导体便会感应出相应频率的电动势。
3 硬件抗干扰设计
由于机载计算机高速数字系统的高速特性, 使得系统噪声产生很复杂而且噪声也更为严重。这需要硬件电路设计者全面权衡、精心设计, 采用有效措施来消除干扰噪声源, 阻断干扰噪声的传输通道, 以提高系统抗干扰能力。
3.1 元器件选择
元器件是构成系统的基础。设计者在进行电路设计时, 要根据系统 (或模块) 的功能特性精心选择器件。为提高机载计算机的速度和抗干扰性能, 建议设计者选择那些速度快、集成度高、抗干扰能力强、功耗小的元器件。使用集成度高的器件, 可以使减少印制板连线, 从而可以减少线间串扰。使用功耗小的器件可以降低器件的发热量, 这样可以减少因器件温飘引起的噪声。
3.2 电源地设计
很多干扰噪声是通过电源引入机载计算机系统, 并由电源线和地线传导耦合到各电路中。因此对引入系统的电源先要经过滤波器滤波, 其作用可以抑制供电电源尖峰, 同时也可以防止电磁干扰侵入系统。然后经过电源模块的变换、整流和稳压等处理得到系统工作电压。为阻止电源噪声侵入系统各功能模块中, 需要对各功模块的输入电源实施去耦滤波。其方法是在印制板入口处的电源线和地线间放置一个大容量的钽电解电容和一个小容量的非电解电容。大电容滤除电源的低频干扰成分, 小电容滤除电源的高频干扰成分。另外在IC器件的电源线和地线间接入0.1μF的去耦电容, 其作用可提供和吸收IC器件开关瞬间的充放电能量, 同时可以旁路掉器件的高频噪声。在器件的电源和地线间放置去耦电容来消除尖峰噪声, 因为去耦电容可以提供器件开关过程中所需的额外电流。
3.3 电路设计
3.3.1 复位电路设计
复位信号对噪声很敏感。设计可靠的复位电路能够有效地提高数字系统的抗干扰性能。复位电路要求具有快速上电复位和掉电复位功能。如图5, 用MAX791芯片可构成良好的复位电路。MAX791能监控电源电压, 复位产生时间足够长可保证系统完成复位。MAX791产生复位输出的条件如下:
(1) 电源VCC<4.65V;
(2) 复位输入MR#<1.25V;
(3) 复位输出保持200ms。
3.3.2 时钟电路设计
在高速数字系统中, 高频时钟信号是严重的干扰源, 同时也易受到噪声的干扰。时钟是系统的同步基准信号, 必须避免受噪声干扰。高频时钟电路设计如图6所示, 高频时钟信号经单向驱动器驱动, 再用串联电阻端接时钟输出以获得完整规则的时钟信号。端接电阻用具有低电感的磁膜电阻。在一条时钟线上不可放置多余两个以上的负载一避免时钟信号产生反射。为避免高频时钟干扰信号, 时钟线应用地线包起来。
3.3.3 处理器电路设计
中央处理器CPU是高速数字系统核心器件, 易受到噪声的干扰。处理器电路设计如图7所示, CPU的数据、地址和输出控制信号经驱动器驱动送到局部总线, 局部总线的数据、地址和输入控制信号经驱动器隔离送中央处理器。这样设计处理器是基于如下两个因素:
(1) 由于CPU是大规处理芯片, 集成度高, 发热比较大。为尽可能降低CPU的功耗, 其驱动能力很低, 一般为2~5m A。因此驱动器可提高CPU的负载能力;
(2) 外部的干扰噪声是通过总线传导耦合到CPU。当CPU受到噪声干扰后, 会造成程序计数器PC值改变。PC值被干扰后是随机的, CPU在PC值的错误引导下, 引起程序混乱, 破坏程序正常运行, 从而使系统失去控制。因此CPU受到的干扰会对系统引起很坏的影响, 为了减少噪声对CPU的干扰, 采用驱动器的隔离措施阻止噪声侵入CPU。
3.3.4 看门狗电路设计
看门狗电路主要用于监控程序运行周期, 防止程序“跑飞”或陷入“死循环”。看门狗电路不断监视程序循环运行时间, 若发现时间超过定时的时间, 则认为程序“跑飞”或陷入“死循环”。这时看门狗电路产生中断, 引导中断处理程序处理看门狗超时故障。看门狗用电路MAX791实现, 电路设计如图8所示。看门狗输入WDI来自IO口离散量, 看门狗输出WDO送给中断INT处理。SWT用于设置看门狗定时时间, 当SWT通过跨线S接电源VCC时, 看门狗报警周期为1.6秒。如果在1.6秒内WDI的输入电平没有变化, 即没有定时“喂狗”, 则WDO会产生报警输出给中断INT。
看门狗定时周期可以由用户自行配置。用户在不跨接S的情况下, 改变电容C的值, 可改变看门狗定时周期。定时周期preriod按公式1计算:
3.3.5 控制电路设计
控制电路一般由可编程器件实现, 控制逻辑由设计者自己编写。控制电路要根据系统时序要求产生各种控制信号以控制系统各电路有条不紊的工作。在逻辑电路设计中增加冗余项或在信号输出端增加滤波电路可以消除过渡干扰。
3.4 总线设计
在高速数字电路系统中, 信号在总线上传输所造成的延迟、总线的负载、总线上由于分布参数造成的交叉串扰、由于负载不匹配造成的反射等问题变得不可忽略。总线设计要注意以下几个问题。
3.4.1 总线分级
为了使故障隔离, 阻止外部噪声入侵, 可将总线分级, 每级总线总线设计接口电路并由驱动器隔离。一般可将总线分成局部总线、系统总线和IO总线。
局部总线用于处理机程序和数据存储器。因为CPU访问ROM和RAM的频率远高于访问其他资源, 这样可保证处理机快速访问存储器。
系统总线用于处理机模块和系统其他模块间的连接, 其总线宽度小于局部总线。IO总线用于处理机访问IO设备, 速度要求很低。
3.4.2 总线上拉
为了是总线稳定, 要求用电阻上拉总线。数据总线上拉有利于消除三态状态;地址总线上拉可增加地址变化惰性;控制总线上拉可降低毛刺的干扰。
3.4.3 线路端接
在高速数字电路中, 由于负载不匹配造成的反射变得很严重。反射可引起假信号跃变、数据错误和对输入电压电平的干扰。对信号线进行端接可以使信号反射减至最小并且能抑制输入电平的上冲和下冲。线路端接有串联端接和分岔端接两种。
串联端接如图9所示。串联端接方法补偿信号沿线路运动以前所产生的过流。因为端接电阻增加了信号的上升和下降时间, 从而使线路在较长时间内发生电流变化。
分岔端接如图10所示。分岔端接调整线路终端电流。因为当线路电压开始上升超过VCC时R2电阻吸收多余的电流, 当线路电压开始上降到地以下时R1电阻向电路提供电流。
4 结束语
机载计算机高速数字电路系统的干扰噪声很复杂。对于具体的系统, 要提高系统的可靠性和看干扰性能需要设计者的精心设计。本文介绍了机载计算机高速数字电路系统的硬件抗干扰设计方面的内容, 可以为大家提供有益的参考和借鉴。总之, 机载计算机需要很高的可靠性, 希望设计者重视系统的抗干扰设计。
参考文献
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机载火力指挥控制系统发展展望 篇5
机载火力指挥控制系统发展展望
简要阐述了机载火力指挥控制系统的技术内涵和发展历程,并针对未来军事作战、信息化战争、机载武器的发展需求,提出了机载火力指挥控制系统的重点发展领域.
作 者：**山 LU Guang-shan 作者单位：中航一集团洛阳电光设备研究所,河南,洛阳,471009刊 名：电光与控制 ISTIC PKU英文刊名：ELECTRONICS OPTICS & CONTROL年，卷(期)：12(5)分类号：V271.4关键词：机载火力指挥控制系统 机载武器 一体化战争 信息化战争
机载计算机系统 篇6
机载计算机是指安装在各种飞机内部的以嵌入式计算机为主的核心设备,其种类多,用途广。
随着航空电子技术的不断发展,机载计算机的研制任务越来越重,要求越来越高。为了缩短研发周期并提高可靠性,在机载计算机的各个研制阶段均需采用仿真分析软件对产品的应力、加速度、变形以及疲劳寿命进行仿真分析,以确保最终产品能满足设计要求。频率响应分析就是上述仿真过程中的关键环节之一,其结果的正确与否直接关系到后续仿真结果的正确性。本文以大型通用有限元仿真分析软件MSC.Patran/Nastran为例,讨论影响频率响应仿真分析的主要因素。
2 机载计算机工作环境
机载计算机所处的工作环境比较复杂,主要受到高低温、湿热、振动、霉菌、盐雾、冲击、加速度、沙尘、噪声等的作用。从强度方面来说,主要考虑振动等问题。
对于一个振动系统,它的输入又称振源或激励,系统所产生的振动也称为对这个输入的响应。当响应是随机的,这种振动称为随机振动[1]。随机振动是唯一一种给定带宽范围内的所有频率在所有时间和瞬时都出现的振动[2]。随机振动不能从时间上度量,但是可从统计学上进行分析,功率谱密度表示的是信号或者时间序列的功率如何随频率分布。随机振动已经被证明能够较真实模拟机载计算机的真实工作环境[2]。对于一般机载计算机来说,其给定的随机振动激励频率为5~2000Hz,其振动量值一般以功率谱密度形式给出。
随机振动对机载计算机造成的危害主要有以下两种[2]:
(1)机载计算机在某一激振频率下产生振幅很大的共振,最终因振动加速度超过设备所能承受的极限加速度而发生破坏。
(2)振动冲击力引起的应力虽远远小于材料在静载荷下的强度,但是由于长时间振动使材料疲劳,从而导致机载计算机破坏。
3 频率响应
机载计算机振动仿真流程如图1所示。首先是进行模态分析,确定产品的各阶固有频率和振型;其次是以单位激励为基础进行频率响应分析,计算产品的传递函数;再次是进行随机响应分析和疲劳分析,计算产品的加速度、应力、变形以及寿命分布,根据计算结果判断产品能否满足设计要求。
从图1中可以看出,频率响应是后续随机响应分析和疲劳分析的基础,而后需分析的结果就直接作为产品能否满足使用要求的重要依据,因此,研究其频率响应分析影响因素是十分重要的。
频率响应是计算在稳态振动激励作用下结构动力响应的一种方法,其实质是计算被仿真对象的传递函数。在频率响应分析中,激励载荷是在频域中明确定义的,所有的外力在每一个指定频率上都是已知的。外载荷可以是力,也可以是强迫运动,比如位移、速度、加速度等等。
4 影响频率响应仿真分析的因素
4.1 求解方法
在频率响应分析中有两种不同的数值方法可供选用,即直接法和模态法。
直接法频率响应分析根据外载荷频率直接求解耦合的运动方程[3]。在直接频率响应分析中,通过用复数代数解法求解一系列耦合的矩阵方程,计算离散激励结构响应。对简谐激励下的阻尼强迫振动,运动方程为
[M]{x咬(t)}+[B]{x觶(t)}+[K]{x(t)}={P(ω)}eiωt(1)式中:[M]-质量矩阵;[B]-阻尼矩阵;[K]-刚度矩阵;P(ω)-系统外载荷;x(t)-位移;ω-外载荷频率;t-时间。
对简谐运动,假定一个简谐形式的解:
式中:{u(ω)}-复位移向量。
将式(2)求两次导,带入式(1)并简化,得到:
利用复数算法,对于每一个输入激励频率的运动方程,可以像静力问题类似的求解。
模态频率响应分析利用结构振型减小计算问题的规模,使数值计算更为高效;当使用模态阻尼或非阻尼时还可以解耦运动方程[3]。模态频率响应分析的运动方程为
式中:mi-第i阶模态质量;ki-第i阶模态刚度;pi-第i阶模态力;ξi-第i阶模态坐标。
模态法的频率响应运动方程比直接法求解更快,因为它是一系列非耦合的单自由度系统。作为结构特性的一部分,振型通常需要计算,因而模态频率响应分析是模态分析的扩展。
对于不同类型模型以及激励的类型可按照表1来选择不同的求解方法。
从表1可以看出,对于机载计算机来说,其振动是属于大量激励频率的求解,在计算过程中着重需要关注共振点的响应,并且为了缩短计算时间,提高计算效率,建议采用模态法进行求解。
4.2 频率步长
机载计算机在随机振动条件下的激励频率一般为5~2000Hz,在这种宽带频率下,在计算过程中哪些点是关注点,怎样取关注点及其附近点的振动情况,是非常值得关注的问题。在MSC.Patran/Nastran中,提供了下列几种主要频率步长的选择方法。
(1)离散步长:即在给定的频率范围内,在设置初始条件时指定离散点,这些离散点一般为起始点、拐点或其他特殊关注的点。
(2)线性步长:在给定的频率范围内,线性地取N个点。
(3)线性延展步长:对每个固有频率附近按照一定规则取一定数量的点。线性延展步长选取频率点时有四个参数:Start Freq(起始点)、End Freq(终止点)、No.Inr(N)和Spread(S),这种选取方法的计算公式是:假定固有频率点是Fn,则在Start Freq和End Freq间的每个固有频率点,将在(1-S)*Fn和(1+S)*Fn之间选取等间距的N个点。
众所周知,在固有频率点时,振动幅值最大,破坏也最大,所以固有频率点及其附近点是仿真过程中关注的重点。在对机载计算机进行频率响应分析时,应着重对峰值响应进行预测,因此必须使用足够好的频率步长△f,最好使用非均匀频率步长,在谐振频率区域使用较小的△f,对每个半能带宽内至少要取5个点,在非谐振频率的区域使用较大的△f。根据此原则,在仿真过程中可采用离散步长和线性延展步长相结合的频率步长,以更好地确定固有频率附近的响应,确保仿真结果的准确性。
4.3 阻尼
阻尼代表的是结构内部的能量消耗,阻尼实际上是非常不容易精确模拟的,这是因为产生阻尼的机理复杂而且种类较多[4]:(a)来自于粘性效应(比如振动减震器);(b)外部摩擦效应(比如结构连接处的相对滑移);(c)内部的摩擦效应(取决于不同的材料特性);(d)结构的非线性效应(比如塑性效应)。由于使用精确模型表示阻尼很困难,通常是通过测试得来,在阻尼较低的情况下,阻尼的近似一般是合理的,此时一般采取下列公式来计算阻尼。对于线弹性结构,一般使用两种类型的阻尼:黏性阻尼和结构阻尼。
黏性阻尼力与速度成正比,即:
式中:b-黏性阻尼系数;v-速度。
结构阻尼力与位移成正比,即
式中:G-结构阻尼系数;k-刚度;u-位移;i2=-1。
在MSC.Patran/Nastran中,阻尼是影响频率响应仿真分析的重要因素之一。阻尼对系统动力学分析的影响依赖于所分析内容的类型与载荷形式[5],对于像机载计算机所受到冲击类瞬态载荷,阻尼一般忽略不计,因为结构在达到其振动峰值前能量已被耗散;而对像随机振动类长时间载荷,阻尼对系统的响应有较大的影响,因为载荷在不断地施加能量给系统的同时,阻尼也在耗散能量。
根据上述理论和长期的机载计算机振动仿真分析经验实践和验证,我们认为:在MSC.Patran/Nastran中对机载计算机进行频率响应分析过程中,采用直接法时一般推荐使用结构阻尼,大部分结构阻尼在0%和10%之间,典型的取值范围在1%~5%。采用模态法时一般推荐采用黏性阻尼,典型的取值范围在3%~8%。
5 结论
本文针对影响机载计算机频率响应仿真分析的三个重要因素(求解方法、频率步长、阻尼)进行了分析研究,并在长期的仿真实践中进行了验证,研究结果表明:
(1)在对机载计算机进行频率响应仿真分析时,应尽可能采用模态法。
(2)采用离散频率步长加上线性延展频率步长相结合的步长取值方式,可保证对峰值响应进行准确预测。
(3)直接法建议采用结构阻尼,模态法建议采用黏性阻尼,其取值根据模型不同而不同。
摘要：仿真是机载计算机研制过程中重要的验证手段之一,仿真结果的正确性直接影响到研制产品的质量。文中介绍了机载计算机工作环境和强度仿真分析流程,对影响仿真分析结果的重要环节-频率响应分析进行了详细讨论。以MSC.Patran/Nastran为例,对频率响应分析中的求解方法、频率步长、阻尼等进行了详细说明,指出了在机载计算机强度仿真过程中上述参数的选择方法。
关键词：频率响应,直接法,模态法,阻尼,频率步长,随机振动
参考文献
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机载雷达对抗系统仿真 篇7
1 仿真内容及模型
1.1 仿真内容
仿真内容包括以下两个方面:
(1)机载雷达系统仿真。仿真机载雷达主要功能,能够完成杂波背景下对低空高速目标的检测。雷达系统仿真的模式总体上分为空中探测模式和地面目标探测模式。
1)空中探测模式。
Range while Search (RWS)(边搜索边测距);
Track While Scan (TWS)(边跟踪边扫描);
Velocity Search (VS)(速度搜索);
Air Combat Manoeuvring (ACM)(空中格斗);
Situation Awareness Mode (SAM)(态势感知);
Single Target Track (STT)(单目标跟踪)。
2)地面目标探测模式包括。
Ground Mapping (GM)(地面测绘);
Ground Moving Target (GMT)(地面动目标)[1]。
(2)弹载有源干扰仿真。仿真单个弹载有源干扰机对机载雷达的干扰,包括压制性干扰和欺骗性干扰;压制干扰主要是多假目标压制干扰,欺骗干扰主要是距离欺骗干扰和速度欺骗干扰及距离速度同步欺骗干扰。主要包括随机距离假目标、随机速度假目标、随机距离速度假目标、距离假目标、速度假目标、距离速度联合假目标、距离拖引、速度拖引和距离速度联合拖引。
1.2 雷达系统模型
总体机载雷达仿真模型较为复杂,但可以建立一个基本的、可扩充的模型。现针对一个雷达的回波处理过程如图1所示。
1.2.1 回波信号建模
回波信号建模包括载机和目标信息的读取和回波信号的生成。仿真载机和目标的信息采用读取相应文档得到。首先通过读取文档得到载机和目标的基本位姿信息,根据当前仿真总体时间对载机个目标的航迹进行线性插值,得到较精确的位姿信息,然后计算得到载机和目标之间的相对距离、速度、方位和俯仰等信息。
雷达发射脉冲主要是线性调频,设雷达发射信号为
s(t)=Arect
式中,A为幅度;τ为脉冲宽度;f0为载频;K=B/τ为频率变化率;B为带宽;rect
rect
(2)
对于机载脉冲多普勒雷达,接收到的目标回波信号可以写为
s(t)=Arect
式中,td为延迟时间,
零中频正交双通道同相输出信号为
I(t)=Arect
正交输出信号为
Q(t)=Arect
其中,每个脉冲开始时t′=0。
1.2.2 信号处理及检测
得到的信号包含了噪声,对地模式还包含杂波等,这些对于信号检测不利,所以需要进行一系列的信号处理。
首先进行的是脉冲压缩。脉冲压缩就是在发射的宽脉冲内采用附加的频率或相位调制,以增加信号的时宽带宽积,这样,就将宽脉冲压缩到1/B宽度,从而可以在不损失雷达威力的前提下提高雷达的距离分辨力。脉冲压缩有两种方式,分别为时域相关法和频域法。两种方式本质上是一致的。在脉压D=Bτ比较大时,频域法的运算量远小于时域相关法[2],针对本系统,仿真采用频域FFT法[2]。
杂波对消是根据杂波的特性,去除杂波。进行杂波对消时采用将2倍的杂波数组的实部与虚部,分别和与其前后相邻的数组的实部与虚部之和进行相减。
1.2.3 数据处理
当检测到导弹目标后,经过确认转入跟踪,获取精确的弹头距离及角度信息。角度信息由和差支路获取。距离信息可采用数字内插法从波门面积中心获取。
可利用雷达目标的径向速度、位置等弹道信息、信号特征等,减少数据关联的模糊性,提高跟踪性能;加速初始化进程,提高目标参数的估计精度,减少点迹—航迹关联的模糊。
数据处理过程为:首先根据第一次的目标信息,按最大的速度进行预测此目标的下一个落足点,根据最大加速度预测误差量,形成一个误差圆环。第二次目标来临时,假定有目标落入此环内的话,那么关联成功,可以形成暂存航迹,根据两个点得到目标速度,再预测下一个点的落足点,假如下一次有点落入预测环内,就可以形成稳定航迹。若没有,发送确认报告,再次确认是否有目标,无则发送失踪报告,确认航迹终止[3]。
1.3 干扰模型
如上所述,仿真主要仿真欺骗干扰。总地来说干扰分为距离干扰和速度干扰。都是针对干扰机接收到的信号进行处理后再发射给载机雷达,从而达到干扰的目的。
1.3.1 距离干扰距离欺骗干扰
Rf≠R,αf≈α,βf≈β,fdf≈fd,Sf>S (6)
其中,Rf,αf,βf,fdf,Sf分别为假目标Tf在V中的距离、方位、仰角、多普勒频率和功率。距离欺骗干扰是指假目标的距离不同于真目标,能量往往强于真目标,而其余参数近似等于真目标。
对脉冲雷达距离信息的欺骗主要通过对收到的雷达照射信号进行时延调制和放大转发来实现,主要采用假目标干扰和距离波门拖引干扰[4]。
设Rf为假目标的所在距离,则雷达接收机内干扰脉冲包络相对于雷达定时脉冲的时延为tf=2Rf/C,当其满足
假目标的迟延时间tf=tf0+Δtf,tf0=2Rj/C。tf0是由雷达与干扰机之间距离Rj所引起的电波传播时延;Δtf则是干扰机收到雷达信号后的转发时延。一般情况下Rj是未知的,所以tf0是未知的,主要控制Δtf。
假目标的迟延时间是tf=tf0+Δtf,
(7)
式中,v为匀速拖引时的速度;a为匀加速拖引时的加速度。
1.3.2 速度干扰
满足对速度欺骗干扰参数的要求是
fdf≠fd,Rf≈R,αf≈α,βf≈β,Sf>S (8)
其中,fdf,Rf,αf,βf,Sf分别为假目标Tf在v中的多普勒频率、距离、方位、仰角和功率。速度欺骗干扰是指假目标的多普勒频率不同于真目标,能量强于真目标,而其余参数近似等于真目标。
速度波门拖引干扰的基本原理是:首先转发与目标回波具有相同多普勒频率fd的干扰信号[4]。然后使干扰信号的多普勒频率fdj逐渐与目标回波的多普勒频率fd分离,fdj的变化过程
(9)
其中,vf是拖引的分离速度;并且它不能大于雷达可跟踪目标的最大加速度vf≤2a/λ;a是雷达可跟踪目标的最大加速度;vf的正负取决于拖引的方向。
当0≤t<t1时,干扰信号多普勒频率是信号的多普勒频率。
当t1≤t<t2时,干扰信号多普勒频率是式(9)所示。
当t2≤t<Tj时,干扰机将会关闭。雷达跟踪的信号将会消失,且消失时间大于速度跟踪电路的等待时间和AGC电路的恢复时间,速度跟踪电路将重新转入搜索状态。
由于干扰能量大于目标回波能量,将使雷达的速度跟踪电路跟踪在干扰的多普勒频率上,造成速度欺骗,此时间长度按照最大频差δfmax计算。
t2-t1=δfmax/vf (10)
2 仿真流程
系统采用单机仿真。首先设置雷达参数、载机及目标航迹、干扰、导弹RCS、雷达天线图、杂波等参数,然后开始仿真。具体的仿真流程图如图4所示。
3 计算机仿真
雷达的主要指标有:工作频率:9.7～9.9 GHz;作用距离:150 km;扫描范围:方位±60°,仰角±60°;方位扫描:10°,25°,30°,60°;重复频率:HPRF,MPRF,LPRF;脉冲宽度:0.81～4 μs;波束宽度:笔形波束,方位3°,仰角4°;峰值功率:21.5 kW;处理机:信息存储100万个数据,处理速度14万次/s,可编程处理机3 400万次/s,波束锐化:DBS1 8:1,DBS2 64:1。干扰机参数:干扰机峰值功率:200 W;干扰机天线增益:10 dB;水平、垂直波束宽度:60°,瞬时带宽2～5 BW。
图5为仿真程序的主界面。
P显中会显示比较直观的目标信息,A显显示相对应的处理后的目标回波信息。A显上面的信息栏显示当前探测到的目标的所有信息。无目标则信息全部显示零。
若所选模式需要进行数据处理,则点击“视图”可以显示目标的暂存航迹和稳定航迹。
4 结束语
进行了F16机载雷达对抗系统的仿真。整个模型分为雷达系统模型和干扰模型。雷达系统模型研究了回波信号的产生、信号的检测方法以及对已经检测到的目标如何进行航迹处理。干扰模型研究了距离干扰和速度干扰。最后给出了仿真流程并进行了仿真。试验表明,系统可以很好地为机载雷达对抗系统提供方案论证和性能评估。
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机载计算机系统 篇8
关键词：液体冷却,清洁度,去毛刺,清洗
0 引言
某型综合处理机作为机载核心计算机, 由于高度集成, 单个模块散热功率达到200 W以上, 需要采用液体冷却的方式才能保证计算机的安全运行。综合处理机计算机液冷流道由框体的主流道和模块的分流道进行, 模块与框体采用快速接头连接, 由飞机环控系统提供的冷却液进行冷却循环, 带走模块的热量, 确保模块的安全工作。液冷结构件的分流道和快速接头允许通过的最大颗粒为200μm, 通过近两年的产品研制情况来看, 导致综合处理机的流道堵塞、接头泄漏、密封圈切断等故障均与液冷结构件清洁度差有关。因此, 在机载计算机液冷结构件加工过程中严格控制零部件的加工工艺, 有效去除生产加工过程中形成的毛刺和杂质, 采用各种有效手段保证产品的清洁度, 是计算机液冷结构件生产中的关键问题。
1 液冷结构件清洁度要求
根据飞机环控系统要求, 接入环控系统的其它分系统清洁度需达到GJB420B 8级, 才能保证正确运行。根据这一指标要求, 分配至机载核心处理机的综合处理机计算机, 核心处理机计算机液冷结构件清洁度必须达到GJB420B 6级, 才能满足要求。
GJB420B《飞机液压系统工作液固体污染度》以美国AS4509 (NAS1638的新版) 分级标准为蓝本编制而成, 按每100m L油液中所含的6个尺寸段最大极限颗粒数, 从000~12级共15个等级。被测油样污染度等级, 按 (B-E) 尺寸范围100m L工作液颗粒数最高等级确定污染度等级, GJB420B 6级颗粒数如表1所示。
2 机载计算机液冷结构件清洁度保证技术
综合处理机计算机液冷系统主要由框体和液冷模块通过快速接头连接, 快速接头为外购成品件, 其清洁度达到GJB420B 6级, 因此影响液冷系统清洁度的因素主要是框体和液冷模块这两种液冷结构件的清洁度。形成液冷系统主流道的框体影响清洁度的主要是机械加工过程中的毛刺、生产过程中带入的铝屑等。液冷模块为钎焊零件, 影响清洁度的主要是钎焊过程中的焊皮、加工过程中的铝屑和毛刺等, 找出影响清洁度的各种因素, 加以控制和清理, 形成一套完整的液冷清洁度保证技术和清洗工艺, 是机载计算机液冷结构件清洁度得以保证的关键。
2.1 框体清洁度保证技术
综合处理机框体材料为铝合金, 流道的剖视示意图如图1所示, 流道由主流道和分流道构成, 分流道通过孔口螺纹接口与快速接头连接, 主流道和分流道形成相贯孔。框体主流道为直径φ8的深孔, 采用深孔钻加工而成, 孔内表面粗糙度Ra6.3左右, 分流道考虑流量分配设计为φ0.8~φ4.5的十几种规格的小孔, 采用钻头和铣刀加工而成, 在相贯线处存在翻边毛刺和棱边, 毛刺高度为0.1~1 mm左右, 表面粗糙度Ra3.2左右。
影响框体零件清洁度的因素有:a.螺纹部分的毛刺;b.各种相贯孔造成的翻边和毛刺;c.加工过程中的铝屑和杂质。针对机械零件加工过程中的毛刺, 目前主要的去毛刺技术有电解去毛刺、热爆炸去毛刺、化学去毛刺、磨粒流去毛刺、机械去毛刺等, 这几种去毛刺技术各有优缺点, 找到适合框体零件去毛刺的方法是关键。
采用机械抛光只能完成对主流道的毛刺清理工作, 但相贯线处的毛刺无法清理, 因此机械抛光方法无法满足去毛刺需要。电解去毛刺需制作适合的电极, 框体分流道规格多, 电极规格需求就多, 成本高, 并且框体相贯孔处毛刺均在主流道面, 采用电解去毛刺, 由于毛刺高度不同, 电解去毛刺时间不同, 去大毛刺时间长, 精度无法控制, 容易造成分流道尺寸变大, 影响流量分配, 因此不宜采用。针对其它几种常用去毛刺方法, 我们进行了去毛刺实验。
2.1.1 框体热爆炸去毛刺
热爆炸去毛刺是将工件放入密闭耐压容器内, 容器内充入一定压力的氢气和氧气, 经电子点火, 氢气和氧气混合瞬间燃烧爆炸, 产生强大冲击力, 瞬间温度为3 000℃, 将工件毛刺烧掉。缺点是瞬间高温, 将改变部分材料的性能, 对机载计算机结构件的铝合金而言, 会降低铝合金的硬度, 同时降低零件的抗拉强度, 对液冷产品的耐压能力产生影响, 如果后续进行热处理强化, 会增大零件的变形。根据实验情况来看, 框体液冷结构件, 在结构特征加工完毕后, 再进行热爆炸去毛刺, 采用0.6 MPa压力进行框体的热爆炸去毛刺处理, 可以去除翻边及凸出毛刺, 包括接头螺纹处的毛刺, 但对相贯线处的毛刺清理不彻底, 框体存在0.3 mm左右变形, 对接头螺纹牙型有一定程度的烧伤。
2.1.2 框体化学去毛刺
化学去毛刺是将清洗干净的金属零件放到化学溶液中, 零件表面金属将以离子形式转到溶液中。这些离子聚集在工件表面, 经化学反应形成一层电阻大、电导率小的黏液膜, 保护工件表面不被腐蚀, 而毛刺突出于表面, 化学作用会将毛刺去掉。化学去毛刺的优点是工艺简单可靠, 被处理零件的质量得到改善, 对每一批货品的毛刺去除量都能精确控制 (通过控制溶液浓度、去除时间、去除零件的质量等) , 处理效果均匀一致, 故可处理标准件;易弯曲、易损的工件不承受机械负荷, 这种处理方式不受其结构和大小限制, 不会像采用刮擦、滚筒抛光或研磨工艺那样易损坏表面极其敏感的零件, 内部毛刺 (例如角形孔) 用常规工艺根本不可能去除, 或须花费大量的人工, 或要逐件用爆炸法除毛刺, 以致耗用大量的人力物力。而用化学去毛刺工艺则可大批量、一次性除毛刺, 且无变形, 经过处理后, 工件表面的金属清洁度极高;可顺利进行随后的电镀处理, 表面光洁平滑, 剩余粗糙度只有Ra0.1, 工件处理后不会出现氢脆。缺点是对于复杂形腔或流道, 化学去毛刺液体不容易进入, 进入后不容易清理出来, 会造成对零件的腐蚀破坏, 去毛刺完成后立即用中和液中和, 并立即用高压水对腔体冲洗, 直至干净。
针对框体铝合金材料, 选用德国技术的“凯格去毛刺-Al浓缩液”进行化学去毛刺实验, 去毛刺液温度加热至65℃, 分别进行2 min、4 min、6 min、8 min、10 min、12 min的化学去毛刺, 进行12 min的化学去毛刺能够彻底去除框体零件的翻边、钻孔等毛刺, 12 min的化学去毛刺效果如图2所示。框体零件采用化学去毛刺效果显著, 特别是对0.2 mm以下的毛刺, 大毛刺去除需要长时间, 但长时间去毛刺对接头螺纹牙型也会去除部分, 影响接头螺纹精度, 存在安全隐患, 同时化学去毛刺需建立一条生产线, 才能满足化学去毛刺工艺需求。
2.1.3 框体磨粒流去毛刺
磨粒流去毛刺方法是使用金刚石粉或碳化硼等各式研磨剂混合成高分子弹性柔软的介质, 上下挤压运动使磨料通过内孔或加工面的方式进行表面抛光, 研磨痕迹与流体通过的方向一致, 致使工件需抛光部位达到平均最佳光亮效果。磨料均匀而渐进地对通道表面或边角进行研磨, 产生抛光、倒角作用。不同载体的黏度、磨砂种类、磨粒大小, 可以产生不同的效果, 常用磨料类型有碳化硅、立方氮化硼、氧化铝和金钢砂, 砂粒尺寸在0.005~1.5 mm。
对框体进行磨粒流去毛刺实验, 选用220目、400目、1 200目的碳化硅磨料, 机床压力设定为1.5 MPa、4 MPa、7 MPa, 采用多种组合对试验件和框体零件进行去毛刺, 试件去毛刺效果如图3所示。通过实验效果可以看出, 采用磨粒流可以较好地去除框体零件的毛刺, 交叉孔相贯线处形成光滑的圆角, 可以有效地减小流阻。但磨粒流去毛刺时间对孔径有扩大的影响, 正式生产中应严格控制磨粒流去毛刺时间。通过实验, 对于液冷框体零件单孔采用7 MPa机床压力进行15 min的磨粒流去毛刺效果最佳, 框体零件去毛刺效果如图4所示。
通过对框体零件的去毛刺实验, 综合各技术的优缺点, 磨粒流去毛刺技术最适合框体零件去毛刺, 可以保证毛刺清理彻底, 并能达到减少流阻的作用。
2.2 液冷模块清洁度保证技术
液冷模块为了保证散热效率, 流道设计复杂, 流道通径小, 最窄处仅1.4 mm, 其结构采用真空钎焊焊接而成, 后续通过数控铣削成形, 为薄壁腔体零件, 壁厚尺寸在0.7 mm左右。根据结构特点, 其影响清洁度指标的主要是钎焊过程遗留的焊皮、加工过程中的铝屑、接头螺纹的毛刺等。为了保证液冷模块清洁度, 必须有针对性地去除这几种影响清洁度的颗粒。
针对液冷模块的结构特点, 我们采用不同充气压力进行了热爆炸去毛刺实验, 由于液冷模块为薄壁腔体零件, 采用0.6 MPa的压力进行热爆炸去毛刺, 热爆炸冲击导致液冷模块腔体被击穿, 采用0.4 MPa的压力进行热爆炸去毛刺, 模块腔体存在塌陷现象, 采用0.2 MPa压力进行热爆炸去毛刺, 模块存在0.2~0.5 mm的变形。通过实验说明, 热爆炸去毛刺不适合液冷模块这类腔体零件的去毛刺处理。
液冷模块进行化学去毛刺实验。为了验证化学去毛刺对液冷模块焊皮的去除效果, 将液冷模块腔体局部进行剖开, 选用德国技术的“凯格去毛刺-Al浓缩液”进行化学去毛刺实验, 根据框体零件化学去毛刺经验, 选择7 min化学去毛刺工艺, 液冷模块化学去毛刺工艺前、后对比如图5所示, 效果显著。在此基础上, 我们对液冷模块整体进行了化学去毛刺处理, 由于液冷模块为腔体零件, 化学去毛刺液对内部去除效果不理想, 并且进入腔体内部的化学去毛刺液无法及时排出。图6是化学去毛刺2天后模块内部情况, 形成结晶, 堵塞流道。实验表明化学去毛刺对腔体零件不适用, 并且造成堵塞的后果。
图6液冷模块化学去毛刺内部结晶
通过去毛刺实验看, 从后期进行液冷模块清理来满足清洁度需求的思路不现实, 应从前端真空钎焊工艺进行改进, 避免液冷模块真空钎焊焊皮产生。我们对液冷模块真空钎焊工艺进行了研究, 从零件、焊料的清洁度、真空钎焊夹具、液冷模块真空钎焊工艺曲线等方面进行优化改进, 通过改进后液冷模块内部如图7所示, 焊料熔化充分, 形成焊接圆角无焊皮, 并且因真空钎焊前进行了零件清洗, 焊接后零件洁净无杂质。后续成形加工中采用封堵技术即可避免外部杂质进入内部, 从而很好地保证液冷模块的清洁度。
2.3 液冷结构件的清洗和检测技术
根据液冷结构件的清洁度要求, 清洁度指标达到GJB420B 6级, 需对液冷结构件内部流道颗粒度进行清洁度取样检测。为了确保流道内部颗粒物尽量少, 需对液冷结构件流道进行清洗。
常用的流道清洗方法主要是超声波清洗和高压冲洗方法。由于框体零件选用磨粒流去毛刺工艺, 为了更好地清除磨粒的磨粒, 避免二次污染, 须根据磨粒特点, 采用有机溶剂进行浸泡, 推荐选用汽油进行浸泡, 能有效将磨粒与液冷结构件分离。同时通过后续的超声波清洗, 将框体内部颗粒清理干净。
为了保证冲洗后液冷结构件清洁度达到GJB420B 6级, 必须控制进入流道的水冲洗液的清洁度, 根据常规经验, 进入流道的水冲洗液清洁度应高于需求的两级, 即GJB420B 4级, 为此, 我们选用20μm、20μm、5μm三个过滤器的三级过滤配比, 对100L冲洗液过滤2~3 h, 水冲洗液清洁度检测, 清洁度能达到GJB420B 4级。
采用GJB420B 4级的水冲洗液对液冷结构件进行流道冲洗, 对结构件采用10~15 MPa压力冲洗1 h、2 h、3 h、4 h的水冲洗液进行取样检测, 取样瓶选用GJB420B 4级的洁净瓶, 通过颗粒度检测仪检测, 冲洗3~4 h后的液冷结构件, 颗粒度能够满足GJB420B 6级。根据水冲洗液的变质期限, 变质会产生微生物影响颗粒计数, 因此水冲洗液应该48 h后进行更换并过滤至GJB420B 4级。
3 结语
飞机环控系统对机载计算机液冷结构件清洁度要求较高, 在液冷结构件的生产过程中, 采取合适的去毛刺技术, 合理的焊接工艺参数, 高效的清洗技术, 可以从前端到后端控制颗粒物的产生, 并最终清洗至GJB420B 6级, 有效地保证了液冷结构件的安全可靠运行。文中介绍的技术可以运用在机载计算机和雷达液冷结构件的生产上。液冷结构件的清洁度保证技术很多, 根据产品自身特点, 选择合适的技术, 可以有效保证产品的清洁度, 提高产品的可靠性和寿命。
参考文献
[1]GJB420B-2006飞机液压系统工作液固体污染度[S].
[2]张利军, 申伟.薄壁铝合金材料热处理工艺技术研究[J].新技术新工艺, 2013 (6) :104-105.
机载遥测系统技术实施方案 篇9
飞行试验是在真实的飞行环境下进行的各种试验, 具有很高的技术风险性及不可预测性。其中遥测监控系统运用于飞机的飞行试验, 在国内外的飞行试验领域里, 普遍得到行业的认可。遥测监控系统无论是对试验飞机进行空中实时监控, 还是讲试验机在空中的各种飞行数据传输至地面, 其技术手段都具有先进的科学性和良好的实时性。遥测信号从空中传输到地面监控站, 通过对关键数据的实时分析可及时做出决策, 最大化地确保人机安全和试飞效率。其重要性可体现在以下具体几方面: (1) 提供实时监控:科研人员可以观察分析一些关键飞行参数, 以便掌控可预知的技术风险并将信息迅速反馈至试飞员, 提前化解安全隐患。除此之外, 通过判断实时监控的试验数据, 分析飞行动作是否到位并可及时补充动作。 (2) 数据记录的余度保证:通过遥测技术, 可以将飞行过程中所传输的动态数据全部记录保存下来, 提高数据的余度备份。 (3) 提高试飞效率:通过遥测实时监控, 可以很好地掌控飞机及测试设备的总体状态, 并做出是否可以继续进行第二架次、第三架次的试飞。
由此可见, 设计并合理规划出一套性能优异的机载遥测技术方案, 无论对于飞行安全还是试飞效率都显得至关重要。但是设计出上述性能良好的遥测系统, 不仅涉及到遥测系统的原理涉及, 还需要兼顾考虑不同飞机的结构差异性而带来的特殊影响因素。
2 系统功能及实施规范
完整的遥测系统包括机载遥测子系统和地面遥测接收子系统两大部分组成。
针对机载遥测子系统而言, 主要由遥测发射机、功率分配器、功率放大器以及机载发射天线四部分组成。
2.1 系统功能
2.1.1 遥测发射机
其主要功能是将数据信号叠加至高频载波中, 然后产生较大功率的高频信号输出, 然后通过天线转换成电磁波辐射到空间。
2.1.2 功率放大器
通常经发射机输出的高频信号, 其发射功率以及天线辐射后到空间范围都较小。为满足大范围、长距离、广空域的试飞要求, 需要将发射机的输出功率进行逐级放大数十倍, 以满足后级设备得到足够大的射频功率并产生较大电磁辐射空间。
2.1.3 遥测发射天线
遥测发射天线实际是一种换能器, 它将发射机/功放器输出的高频电流形式的能量转换为同频率的电磁波, 然后再辐射到空间。通常所使用的机载发射天线一般分为垂直极化和水平极化两种。 (1) 垂直极化是指电场矢量所指方向与遥测天线的安装地板垂直; (2) 水平极化则是指电场方向与遥测发射天线的安装底板平行。
2.1.4 功分器
主要功能是将源自发射机的输入功率按不同功率和相位进行分路输出, 一般可分为同向功率分配器和反向功率分配器两种。 (1) 等功率反向输出的功率分配器, 其两路输出的相位分别为0°和180°。 (2) 不等功率同向输出的功率分配器, 其两路输出功率大小有差别。
2.2 安装要求及技术规范
在上述设备中, 只有机载遥测天线对安装位置要求较高并有特殊要求规范。其具体如下。
2.2.1 安装位置
由于遥测信号是依靠机体的金属材质反射面而发射出去, 因此天线安装的底板首先应是金属材质且表面平坦, 周围无明显突出物和其它天线遮挡。
2.2.2 天线选型及布局
由于飞机的速度快且机动性高, 为保证地面监控站能够在任意方向良好地接收飞机遥测信号, 因此通常选用全方向性的线极化遥测发射天线。
除此之外, 有些飞机 (例如:歼击机) 通常会做出一些突发战术动作以规避敌机雷达的锁定跟踪。为确保地面站能够360°无盲区的稳定持续接收机体遥测下传数据, 所以机载遥测天线的辐射应能覆盖机体的各个位置方向。总体而言, 无论飞机如何机动, 其往地面的遥测辐射方向图应呈半圆形结构。
3 技术实施方案
飞机在空中飞行范围广且其机动性很高, 因此机载遥测系统必须确保天线辐射方向能够覆盖机体的各个方向, 以保证地面站能够在任意时刻及方向上接收遥测数据。总体而言, 其技术方案及天线性能应满足以下基本要求和安装规范: (1) 全方向天线:这是因为当飞机有较大的机动时, 采用全方向性发射天线能保证地面良好的接收效果。 (2) 线极化形式:当飞行姿态变化时会造成天线极化的改变。为减少空地之间遥测天线的极化失配损失和良好的信号接收质量, 通常机载发射天线采用线极化形式, 而地面接收天线采用园极化形式。至于发射天线采用垂直极化还是水平极化, 则需要按照飞机本身的特殊情况而定。 (3) 天线布局:天线辐射方向总体应呈半圆形, 这样能保证地面站在任何方向和高度稳定接收机载遥测信号。 (4) 安装位置:反射面平坦且周围无遮挡。遥测信号是通过机体的金属材质反射面而发射出去, 这就要求反射面要尽可能的平坦, 且周围无突出物和其它天线的遮挡。
由于飞机平台之间存在着较大差异且战术性嫩也不尽相同 (例如战斗机和运输机等) , 其遥测设计方案和布局也存在很大差异。文章将以基准典型的飞机平台为例, 对其具体遥测技术实施方案进行说明介绍。
3.1 战斗机布局示意图
该型机种经常会有横滚、俯冲等战术规避动作, 具有机动性高、速度快等特点。为确保地面接收遥测信号的连续性, 必须考虑在机背加装遥测发射天线, 必须构成两个半圆形辐射结构。
天线安装位置:1个垂直极化天线安装在机头下方, 而另外两个垂直极化天线安装在垂尾顶部两侧位置。
3.2 直升机天线布局示意图
相比较战斗机而言, 直升机在飞行高度、速度及机动性能等方面都偏低, 对于实时监控要求也不太高。在安装遥测天线时, 需要在机体轴中心左右形成2个半圆形辐射结构即可。通常在该直升机短翼两端安装2个垂直极化发射天线, 构成一个完整的辐射图。
3.3 运输机天线布局示意图
相比较战斗机、直升机等其它小飞机, 运输机存在自身体积和重量较大、机动性差等特点。对于该型机的遥测方案和天线布局, 其要求较低且安装布局容易。通常采用1个垂直极化天线安装在机头下方或机身前部下方即可, 形成一个半圆形辐射方向。
4 结束语
由于机载遥测系统能够实时将数据从空中传输至地面监控站, 能够大幅度降低整个试验的技术风险, 并可提供正确的决策依据。所以在风险试飞过程中, 遥测技术起着至关重要的保障作用。
摘要：飞行试验是在各种极端环境下对飞行器各种战术性能进行验证的特殊领域, 具有极高的试飞风险和不可预知的突发情况, 而机载遥测系统对于保障飞行安全和降低试飞风险具有特殊的重要作用。为确保空地之间良好的接收效果, 需要合理设计机载遥测方案并优化技术方案。
关键词：飞行试验,机载,遥测系统
参考文献
[1]发射电路原理[M].北京航空航天大学出版社, 1997.
[2]李帮复, 等.遥测系统[M].宇航出版社, 1991.
[3]张鸣瑞, 等.现代测控原理系统[M].北京航空航天大学出版社, 1995.
[4]陈逍, 柳晓黎.遥测监控系统用于Y8飞行试验[J].测控技术, 2010, 29.
机载计算机系统 篇10
机载光电平台作为目前获取地面目标图像的主要光电设备之一,具有机动灵活、实时准确、范围广、针对性强等特点,已广泛应用于地形测绘、 军事侦察等领域[1]。随着光电平台光学系统成像分辨率的提高,振动成为限制其成像质量和指向精度的重要因素之一,而且角振动的影响远远大于线振动的影响[2,3,4],因此在隔振系统设计中应避免线振动耦合为角振动。被动隔振以其结构简单、经济实用、无需能源等优点,成为光电平台振动抑制的主要方法之一[5]。但被动隔振系统往往因减振器设计或安装不合理,导致载机线振动耦合为光电平台角振动,使得成像质量下降,指向精度降低,因此研究隔振系统中振动耦合问题,对机载光电平台减振装置设计具有重要的指导意义。
国内外许多学者对机载光电平台隔振系统进行了分析和设计。赵鹏等[6]指出隔振系统中各减振器刚度、平台重心与减振器的支撑中心不重合等使得各安装点处的振幅或相位不同,引起平台角振动。董斌等[7]通过对隔振系统进行分析,给出了在忽略阻尼情况下避免产生角振动的隔振系统中减振器刚度、安装间距应满足的量化关系。 文献[8-10]根据平行四边形原理或空间连杆机构,设计无角位移隔振装置,避免载机线振动与平台角振动耦合,但仅适用于尺寸较小的光电设备。 以上针对隔振系统建立的模型大多为单自由度振动模型,无法用于分析线振动与角振动耦合问题。 本文通过建立隔振系统的双自由度振动模型,依据线性系统的传递函数理论,定量地分析了隔振系统中各参数偏差对振动耦合的影响,并结合工程实际,提出减小光电平台角振动的具体措施。
1隔振系统双自由度振动模型
目前,对于尺寸较大的光电平台,依然采用四个固定点的隔振方式,即将光电平台通过4个减振器与载机相连。然而在实际工程中,各减振器间参数不一致或减振器布局不合理,使得载机线振动耦合为光电平台角振动。为定量分析隔振系统参数偏差对振动耦合的影响程度,在X、Y、Z3个轴向上分别建立隔振系统的双自由度振动模型[11],如图1所示。 其中O点为光电平台质心, m、I0为平台质量和绕过质心且垂直纸面轴的转动惯量,k1、k2为连接点处减振器刚度,c1、c2为减振器阻尼系数,l1、l2为安装点与相机质心间的间距,L为平台质心与安装平面间的间距,xi为载机线振动,y为经Y方向隔振后光电平台的线振动,x、θ 分别为平台X方向上的线振动和平台绕质心的角振动。
建立机载光电平台隔振系统的运动微分方程如下:
假设隔振系统初始条件均为0,即
对运动微分方程进行拉普拉斯变换后整理得
由于本文主要分析隔振系统中振 动耦合问 题,因此引入载机线振动到光电平台角振动的传递函数(或称为传递率,即光电平台角振动幅值与载机线振动幅值之比),描述载机线振动经隔振系统后耦合为光电平台角振动的幅值情况,用于分析隔振系统的振动耦合情况,传递率越大,振动耦合越严重。对式(2)进行代数运算后可得,在不考虑Y方向线振动时,载机X方向线振动到光电平台角振动的传递函数为
而在不考虑X方向线振动时,Y方向线振动到光电平台角振动的传递函数为
由式(3)和式(4)可知,当隔振系统中刚度、 阻尼以及安装间距满足以下关系
时,则有θ(s)≡0,即载机线振动只会引起光电平台沿X、Y方向上的线振动而不会耦合为光电平台角振动。 此时光电平台隔振系统线振动、角振动的有阻尼固有频率分别为
在机载光电平台隔振系统设计中,式(5)在减振器选择和布局上具有重要的指导意义。通常根据光电平台稳像系统的伺服带宽确定隔振系统的固有频率[12],并将线振动、角振动的有阻尼固有频率设计为相等,线振动固有频率ωn用于确定减振器的刚度,而角振动固有频率ωnr用于确定减振器的安装间距。
2参数偏差对振动耦合影响分析
实际工程中,隔振系统中各减振器参数间不可避免地存在差异,光电平台质心与支撑中心间存在偏差,绝对的对称布置很难保证,此时载机线振动将引起光电平台角振动。根据推导出的载机线振动到光电平台角振动的传递函数,可对各参数偏差对隔振系统振动耦合程度的影 响进行分析。为便于分析,定义刚度、阻尼和安装间距的相对偏差量分别为
下面以某型号机载光电平台隔振系统[12]为例进行分析,设计线振动和角振动的有阻尼固有频率均为4Hz,隔振系统具体设计参数如表1所示。
由于存在加工、安装误差,使得隔振系统参数相对于设计参数值有一定的偏差,下面对不同参数偏差下载机线振动到光电平台角振动的传递率进行仿真分析,仿真结果如图2所示,图中分别绘制了在仅有刚度、阻尼、安装偏差时的载机线振动到光电平台角振动的传递曲线。可见隔振系统中各参数存在偏差时均会导致载机线振动耦合为光电平台角振动,而且参数偏差越大,振动耦合程度越严重;刚度、阻尼以及安装间距存在偏差时,在谐振频率处载机线振动引起光电平台角振动最为严重,在高频区振动耦合程度较小;当平台质心偏离减振器安装平面时,安装平面内的线振动也会引起平台角振动;但刚度偏差、安装间距偏差对振动耦合的影响相对较大,而阻尼偏差、质心偏离安装平面对振动耦合的影响相对较小。
为进一步分析隔振系统中各参数偏差对振动耦合程度的影响,绘制出在频率4Hz处不同参数偏差下载机线振动到光电平台的传递率曲线,如图3所示。从图中可看出,当参数偏差较小时,载机线振动到平台角振动的传递率基本上与参数偏差成线性关系,而且平台质心与减振器支撑中心的偏差、减振器刚度偏差对振动耦合的影响远远大于阻尼偏差、质心偏离安装平面对振动耦合的影响,因此在隔振系统设计、安装过程中应严格保证各减振器的刚度一致以及平台质心与支撑中心重合,否则会导致光电平台存在幅值较大的角振动,严重影响其成像质量和指向精度。
3载机线振动与平台角振动耦合分析
随着机载光电平台光学系统成像分辨率的提高,载机振动成为限制光电平台性能的重要因素之一,为此国外飞机制造商对载机实际飞行中的振动情况进行了测试,图4为波音公司给出的某载机的线振动位移功率谱密度曲线。下面以此载机随机振动功率谱密度曲线作为隔振系统输入, 根据上述振动耦合模型,分析载机线振动经隔振系统后耦合为光电平台角振动的情况。对于随机振动的传递,设输入的载机随机线振动的功率谱密度为Sx(ω),隔振系统的传递函数为H (jω), 则经隔振系统后光电平台的角振动功率谱密度Sθ(ω),可由下式计算[13]:
于是可得出光电平台的角振动位移功率谱密度,图5所示为在安装间距偏差δl为3%时,光电平台的角振动功率谱密度曲线。
根据光电平台角振动功率谱密度曲线,可计算出经 隔振系统 耦合的角 振动均方 根值 (RMS)[13],表2~表4分别给出了在仅有刚度偏差、阻尼偏差、安装间距偏差时耦合角振动的均方根值。
可见,当存在参数偏差时,载机线振动经隔振系统后,耦合为光电平台的角振动达到102μrad量级,而通常高分辨光电平台视轴稳定精度要求在微弧度量级[14],因此,此时耦合的角振动将严重影响光电平台的成像质量和指向精度。
4结论
为分析机载光电平台隔振系统振 动耦合问 题,建立了隔振系统的双自由度振动模型,分析各参数偏差对振动耦合的影响;以载机线振动功率谱密度曲线为输入,计算出光电平台耦合角振动的均方根值,该值远大于光电平台的视轴稳定精度要求,因此要严格控制隔振系统中各参数偏差, 避免载机线振动耦合为光电平台角振动。
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