机载维护系统

2024-08-25

机载维护系统（共8篇）

机载维护系统篇1

0 前言

机载维修设备的发展经历了从无到有,从模拟式到数字式,从分布式到集中式的发展,到下载已经发展成为集故障诊断,故障隔离与飞机和发动机状态监控于一体的机载维护系统(Onboard Maintenance System——OMS)。

1 机载维护系统的功能特点

机载维护系统是由电子式中央警告监控系统(Electronic Centralized Aircraft Monitoring system——ECAM),数字式飞行数据记录系统(the Digital Flight Data Recording System(DFDRS))飞机状态监控系统(Aircraft Condition Monitering System——ACMS)和中央维护系统组合而成的一个综合系统。如图1所示。

正常使用时,ECAM长期显示飞机的正常参数,飞机状态监控系统和DFDRS长期记录飞机系统参数。当探测到飞机系统有不正常的情况时,ECAM显示不正常的参数或功能以及相关的警告,中央维护系统记录由各系统的BITE探测到的故障信息,以故障报告的形式显示给维护人员。中央维护系统记录还记录由飞行警告计算机(Flight Warning Computer———FWC)产生的各种警告,以驾驶舱效应报告的形式显示给维护人员。

如果飞机上安装有飞机通讯寻址报告系统(Aircraf Communication Addressing Reporting System———ACARS),ACARS可以将CMS形成的维护报告和由ACMS系统形成的飞机状态参数和发动机状态参数以数据链的形式发送到地面维护基地,形成飞机和发动机的远程故障实时监控诊断系统。如果飞机上安装有多功能磁盘驱动组件,则中央维护系统形成的报告和飞机状态监控系统监控到的飞机和发动机数据可以下载下来,在普通计算机对特定的故障进行进一步的分析和研究,或研究故障的发展趋势。

2 机载维护系统和不同类型的飞机系统的连接特点

机载维护系统的核心是中央维护系统(CMS),中心维护系统(CMS)通过中央维护计算机(Central Maintenance Computer——CMC)和飞机各系统的BITE连接。在机载维护系统中,根据飞机各系统的能力,将飞机系统分为一类系统,二类系统和三类系统,CMC与这三类系统与CMC之间采取了不同的连接方式。如图2所示。

飞机上的大多数系统都是一类系统。一类系统可以存储最后64个飞行航段中发生的故障。一类系统与CMCs之间的连接是双向的,通过ARINC429输出总线与CMC1和CMC2连接,向它们发送BITE数据,通过ARINC429输入总线和CMC1连接,接收由CMC1每隔120毫秒发送的航段等信息。这样的连接方式使维修人员自爱地面时能够对一类系统及其组成部件作地面深度维修和交互式测试。

二类系统只记忆最后航段的故障,二类系统通过AR-INC429输出总线与CMC1和CMC2连接,向它们发送BITE数据,CMC1和CMC2则通过离散信号向二类系统发送起始系统测试的请求。

三类系统是简单系统,与CMCs之间仅通过两个离散信号连接。该类系统不能记忆故障信息,输入的离散信号用于启动系统的测试或对系统进行复位,输出的离散信号用于显示系统正常或不正常。

3 CMC对内部故障和外部故障的处理特点

每个BITE能够区分内部故障和外部故障。内部故障发生在系统内部,外部故障是指本系统以外的组件发生的故障,但是,该组件的故障对本系统的工作产生了影响。比如,迎角传感器属于大气数据计算机系统的组成部件,若该组件故障,对大气数据计算机来说来说就是内部故障。大气数据计算机将CMC发送内部故障的信息。由于该组件故障后会影响到系统A,系统B和系统C工作,所以,对系统A,系统B和系统C来说该故障就是外部故障。所以,系统A,系统B和系统C将向CMC发送一个外部故障的信息。如图3所示。这样处理的目的是能够将故障归到相应的系统,便于在地面进行深度维修和系统测试时准确地找到对应的工卡。

4 CMC对不同威胁程度故障的处理特点

根据系统的功能和故障对飞行安全的影响程度,CMC将故障分为一级故障,二级故障和三级故障。

一级故障是最严重的故障,该类故障对飞机目前的运行有直接影响,要求根据最低设备清单(the Minimum Equipment List(MEL).)立刻对故障进行维修。一级故障发生时,发动机/警告显示器(Engine/Warning Display——EWD)上有警告信息,主飞行显示器和/或导航显示器上和/或系统显示器上警告旗。驾驶舱内有警告。

二级故障(Class 2 failures),该类故障不会对飞机目前的运行产生影响,但是,如果该故障再次发生,将会对飞机运行产生影响。这类故障会在地面时,通过ECAM报告出来。

三级故障,该类故障对飞行安全没有影响,在下一次定检之前都可以不进行维修。这类故障不会显示给飞行机组,它们可以无时间限制的保留下来。

5 系统BITE的报告的特点

BITE的报告只能在地面上才能获得。这些报告会为维护操作提供一些补充的数据。报告的类别是依照系统的类型和各个系统的维护需求的不同来划分的。这些报告都可以被打印出来,或者传输到磁盘上。

5.1 一类系统的BITE报告的特点

一类系统的报告分为基本的和选装的。其基本的包含:最后航段报告、之前航段报告、地面报告、测试、航线可更换组件标识符、排故数据和三级故障。选装的有地面扫描和特殊数据两类。

最后航段报告的作用是在地面显示在最后一次飞行中系统的内部和外部数据故障数据。在这些故障数据中包含了故障LRU的名称、故障发生的时间、故障的等级(一级或二级)以及ATA号。

之前航段报告的作用是在地面显示出在之前64个航段中出现的内部和外部故障的信息。它是之前飞行的最后航段报告的总结。这些故障信息同样也包含了故障LRU的名称、故障发生时间、故障等级(一级或二级)、ATA号以及航段号(1到64)。飞机识别信息也会包含在报告的开头。

排故数据是用来显示故障的补充数据的。该信息包含数据产生的日期和时间、故障出现时系统环境的快照、或计算机内部参数、代码生成的格式等(如飞机构型、活门位置等)。

测试报告有两个作用:从MCDU上开启系统的测试、在MCDU上显示测试结果。如果测试时间超过1秒钟,那么在屏幕中央会显示TEST IN PROGRESS XXS,以告诉操作者所需等待的最多时间。如果测试有故障,那么包含故障LRU名称、ATA号和故障等级的故障信息将会被显示出来。

5.2 二类系统BITE报告的特点

与一类系统不同,二类系统是没有菜单模式的,其在MCDU上的显示是通过CMC来实现的(伪菜单模式)。在操作者在MCDU上选着了系统以后,工作的CMC会将所选的系统的数据显示在MCDU上。二类系统的报告的内容与一类报告是相同的。这些系统也有如下的功能:最后航段与地面报告、三级故障、测试和航线可更换组件标识符。

5.3 三类系统BITE报告的特点

这类系统的功能只有测试和复位两个。对于该类系统也没有菜单模式。其在MCDU上的显示也是通过CMC来实现的。

该类系统的功能实现方式与一类和二类是不同的。无论是测试还是复位,其使用的数据都是在执行完测试或复位后随即产生的。这些数据时不被BITE记录的。在操作者选着了功能后,工作CMC会开启测试或复位功能,并在MCDU上显示出正确操作或故障的信息。

6 总结

现代飞机上机载维护系统的特点很多,功能也越来越强大和完善,正在向飞机监控管理的方向发展。

摘要：简单介绍了机载维护设备的发展,分析了A330飞机上使用的机载维护系统的功能特点,分析了A330飞机上机载维护系统的数据采集特点,和维护信息的发布特点,分析了A330飞机上中央维护计算机和不同类型的飞机状态之间的连接方式,分析了A330飞机上不同类型的飞机系统所形成的维护报告的特点。

关键词：机载维护系统,数据采集,航空维修

机载维护系统篇2

本文主要介绍以色列、美国、俄罗斯、西欧诸国的无人机机载光电系统及其新技术的`应用,如高精度稳瞄技术、美国的第四代电光相机、先进的前视红外系统及多光谱信息的压缩与传输技术.本文对我国无人机光电系统的设计有一定的参考价值.

作者：成刚杨随虎 CHENG Gang YANG Sui-hu 作者单位：成刚,CHENG Gang(西安应用光学研究所,陕西,西安,710065)

杨随虎,YANG Sui-hu(西安邮电学院,通信工程系,陕西,西安,710064)

机载雷达对抗系统仿真篇3

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 $(\frac{t}{τ}) \exp (2 π (f_{0} t + \frac{Κ t^{2}}{2}))$ (1)

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 $(\frac{t}{τ})$ 为矩形函数,其表达式为

rect

$(\frac{t}{τ}) = {\begin{cases} 1, 0 \leq \frac{t}{τ} \leq 1 \\ 0, 其他 \end{cases}$

(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 $(\frac{t - t_{d}}{τ}) \exp (2 π f_{0} (t - t_{d}) + π Κ (t - t_{d})^{2})$ (3)

式中,td为延迟时间, $t_{d} = \frac{2 R (t)}{C} = \frac{2 (R_{0} - V_{r} t)}{C}$ ;R0为目标与雷达的初始距离;Vr为目标与雷达的径向速度,接近时为正;C为光速。那么回波信号与发射信号相位相差 $φ = - 2 π \frac{2}{λ} (R_{0} - V_{r} t) - 2 π Κ t_{d} + π t_{d}^{2}, φ$ 引起的频率差为 $f_{d} = \frac{1}{2 π} \cdot \frac{d φ}{d t}, f_{d}$ 为多普勒频移。

零中频正交双通道同相输出信号为

I(t)=Arect $(\frac{t - t_{d}}{τ}) \cos (2 π f_{d} t + π Κ t^{'}^{2})$ (4)

正交输出信号为

Q(t)=Arect $(\frac{t - t_{d}}{τ}) \sin (2 π f_{d} t + π Κ t^{'}^{2})$ (5)

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 $| R_{f} - R | ＞ δ R$ 时,便形成距离假目标。

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,

$Δ t_{f} (t) = {\begin{cases} 0, 0 \leq t ＜ t_{1}, 停拖期 \\ 2 v (t - t_{1}) / c 或 2 a (t - t_{1})^{2} / c, t_{1} \leq t ＜ t_{2}, 拖引期 \\ 干扰关闭, t_{2} \leq t ＜ Τ_{j}, 关闭期 \end{cases}$

(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

$f_{d_{j}} (t) = {\begin{cases} f_{d}, 0 \leq t ＜ t_{1} \\ f_{d} + v_{f} (t - t_{1}), t_{1} \leq t ＜ t_{2} \\ 干扰关闭, t_{2} \leq t ＜ Τ_{j} \end{cases}$

(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。

参考文献

[1]STEPHEN H.F4_AN-APG-68-v5Operations[M].Guide,Newyork:Chapman Hall CRC,2001.

[2]贺知明,黄巍,向敬成.数字脉压时域与频域处理方法的对比研究[J].电子科技大学学报,2002(4):120-124.

[3]徐玉芬.现代雷达信号处理的数字脉冲压缩方法[J].现代雷达,2007(7):61-64.

[4]赵国庆.雷达对抗原理[M].西安:西安电子科技大学出版社,1999.

[5]丁鹭飞,耿富录.雷达原理[M].西安:西安电子科技大学出版社,2002.

机载维护系统篇4

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。

机载电子系统抗干扰设计分析篇5

本文通过对机载电子系统在综合过程中硬件及软件的分析, 提出几种抗干扰的设计措施及其实例分析。

1 EMC设计和系统间抗干扰分析

机载电子系统的电磁兼容性设计和抗干扰设计是一个综合的技术, 需要从设计的软、硬件各个层面共同采取措施。

在设计早期阶段重点关注EMI, 电子系统早期的EMC设计有很多优势, 可以提高自身工作的稳定性, 可以帮助系统减少设计及测试成本。早期的EMC设计方法很多, 本文简要介绍了印制板设计、结构设计的措施。

机载复杂系统间的综合还应分析“干扰源”和“受扰者”的耦合情况, 采取抗干扰措施, 减轻相互的干扰。本文以实例分析的形式展开抗干扰的分析。

2 印制板设计措施

计算机系统中的时钟是最高的频率信号, 它的全部能量都集中在由基频和谐波频率组成的窄带内。在大多数情况下, 来自时钟的辐射超过其他部分的辐射。因此, 为了使时钟回路的总面积不超过几个平方厘米, 所有的时钟都应与地回路线相连。为了限制时钟信号对印制线路板的那些引出线耦合, 时钟电路应放在远离输入/输出引线的地方。为了减小交扰, 时钟引线不应在长距离与信号线或数据总线并行走线。对地址总线、数据总线和其他各种信号线应就近提供一个信号回路, 地回路最好设置在最不重要的地址引线附近。

3 屏蔽结构的设计

随着系统的集成度提高, 一个电子模块中会集成多个处理器和多种晶振。为解决模块级的电磁兼容性, 可设计电子模块的屏蔽结构框并良好接地。在产品整体设计时, 选用带信号屏蔽的连接器, 对机箱进行密封设计并良好接地。将产品内外的电磁辐射发射通道隔断。采用滤波电连接器:电缆的长度往往由飞机的实际需要决定, 控制电缆共模辐射的最好的方法是减小高频共模电流的幅度, 因为高频共电流的辐射效率很高, 是造成电缆超标辐射的主要因素。减小电缆上共模高频电流的一个有效方法是在电缆的端处使用低通滤波器, 滤除电缆上的高频共模电流。滤波电连接器是解决这个问题的理想器件。滤波电连接器的每个插针上有一个低通滤波器, 能够将插针上的共模电流滤掉。

4 机载系统综合实例

图1中给出了机载系统综合的一个实例。在此系统中, 综合处理机作为信息中转设备将燃油测量系统和其他机载系统的数据发给显控系统供飞行员查看。再结合时标信息将数据发给飞参系统进行数据记录。在本系统中采用了RS422, 模拟量, 离散量等接口。

早期的EMC优化设计后, 在全系统综合时, 因系统交联的复杂性, 又出现了综合处理机偶发复位的现象。复位出现时测量到的信号波形如图2所示。

根据测量到的波形分析, 由软复位产生的系统复位有效时间为40us左右, 复位源为软复位。进一步测试, 在系统启动燃油系统的422数据传输时, 会发生复位。将燃油422断开后, 现象消失。分析复位与422通讯的关联情况, 在处理机的接收软件中, 声明了长度为70的数组作为接收缓冲区。模拟燃油系统422接口数据的包长字为01h~0ffh, 发现包长字在超出规定的数组长度时, 故障会复现。

根据软复位产生的机理, 分析如图3所示。

问题的根源在于422接口受电磁干扰后会偶发出现包长字误码。而驱动软件是根据接收到的包长字进行临时数组数据创建。在422接口接收到误码后引起软件数组越界, 进而CPU进入特殊总线周期造成总线超时例外, 产生软复位信号, 导致复位、死机。

实例中的问题, 说明在机载复杂电子系统综合时, 在解决“干扰源”的问题后, 还需要做好“受扰者”的抗干扰措施。从以下三个方面阐述。

5 电源的抗干扰措施

在许多数据处理机中, 最大的射频干扰表现为电源线上的传导发射。可以在主电源线上安装一个L型滤波器, 就能十分有效地抑制这类干扰。需通过对用电环境、产品功耗、电源品质的分析计算, 选择合适的滤波器。

6 传输线的抗干扰措施

采用双绞线能降低共模干扰 (见图4) , 当电流在线路流动时, 由于双绞线位置不断地改变, 导线内的电磁感应e的方向也就改变了, 从而使其互相抵消, 若采用具有屏蔽的双绞线, 既可屏蔽外界的干扰又达到平衡电磁感应的作用。实例中的422数据的干扰源就来自信号线。在实例中, 干扰来自燃油系统的422信号线, 通过重新敷设双绞电缆, 并做好信号线屏蔽连续, 消除了此干扰源。

7 软件鲁棒性设计

在进行软件抗干扰设计时, 引入了鲁棒性设计的概念。鲁棒性是在异常和危险情况下系统生存的关键。比如说, 计算机软件在参数变化, 系统噪声, 不可预测的干扰输入情况下, 能否不死机、不崩溃, 就是该软件的鲁棒性。

在有数据采集的计算机系统中, 由于受电磁环境的影响, 采集的数据中包含有干扰成分。为此, 可以采用比较平均法设计数字滤波软件。

比较平均法是为了剔除个别大的干扰产生的数据偏差或控制系统的误动作, 其方法是用比较判决, 如对采样点连续采样3次, 用“3取2”的判决来剔除瞬间强干扰信号造成的错误。实例中涉及了离散量信号的防抖设计, 系统中的离散量信号均为慢速系统, 使用比较平均法, 在保证信号采集的实时性基础上, 滤除信号上的干扰。

实例中的422驱动软件的鲁棒性不足。仅按通讯协议建立了基本的通讯。没有考虑传输信号干扰带来的影响。为加强鲁棒性, 可以扩展数据的缓冲区, 也可以对关键的数据参数进行软件滤波。

8 结语

机载电子系统的电磁兼容性设计和抗干扰设计是一个综合的技术, 需要从设计的软、硬件各个层面共同采取措施, 并分析“干扰源”和”受扰者”的耦合情况。才能够提高系统工作的稳定性。

因篇幅和作者经验有限, 不能逐一进行阐述。本文仅围绕典型案例, 列举了相应的抗干扰措施。在实际工程中, 这些措施有效的抑制了电磁干扰, 尽早通过系统级的电磁兼容试验来验证这些措施也是很有必要的。

摘要：随着机载电子设备的增加, 机载电子系统之间的电磁环境也越来越复杂。在复杂电磁环境下, 采取有效抗干扰措施才能使系统能够稳定工作。本文通过对机载电子系统综合验证场景的实例分析, 简要介绍了几种抗干扰的设计措施。

关键词：机载电子系统,电磁兼容,抗干扰,软件鲁棒性,滤波器

参考文献

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[2]迟琼.计算机系统抗干扰分析[J].甘肃冶金.2008 (05) :97-99.

机载维护系统篇6

机载雷达作为航空电子设备的关键组成部分, 需要满足高可靠性的要求。将系统错误产生的影响降至最低、实现容错的运行机制至关重要。构建容错系统最基本的思想是设置冗余。目前诸多的容错技术通过硬件冗余、软件冗余、信息冗余中的一种或几种来实现错误的检测恢复[1⁃2]。其中一些容错方法具有通用性。如检查点回卷恢复容错方法能够处理绝大多数软硬件暂时性失效导致的错误, 硬件多机冗余方法能解决硬件永久失效的问题[3]。

机载雷达的用途和应用环境决定了其应满足实时性高和体积小的要求, 因此机载雷达系统多构建在分布嵌入式环境下。分布嵌入式环境复杂的软硬件结构使得机载雷达产生的错误具有多样性, 各类错误出现的位置、对系统功能的影响以及影响的严重性各不相同。尽管一些容错方法适用于较多类型的错误处理。然而对出现在不同位置、不同种类的错误采用同一种容错方法是不适当的。因为通用的容错方法的开销相对较大, 对于某些类型的错误不是最优的容错选择, 会增加不必要的容错开销。本文针对机载雷达系统的特点提出一种多层划分的容错体系结构, 致力于减小为原系统实现容错机制所产生的开销, 对于提高雷达可靠性的同时保证雷达的工作性能具有重要意义。在多层划分的容错体系结构下, 需要实现一种能够准确诊断错误、隔离错误、进行重新配置并恢复系统预定状态的方法。为此设计了一种分布式冗余管理协议来实现错误的诊断和隔离, 在确定故障节点的情况下管理冗余接替并进行拓扑重构。考虑到硬件冗余的容错方法具有较高的成本及机载空间占用, 结合低卷回代价的检查点回卷恢复软件容错手段能够平衡系统容错在时间与空间方面的开销。

1 多层划分容错结构

机载雷达系统由天线、发射机、接收机、处理机及它们之间的接口、传输与控制总线构成。各分机功能正常运行以及分机之间协同有序的工作保证了雷达系统的正常运行。容错系统的构建可视为在原系统的基础上实现错误检测机制和一系列错误处理机制的过程。雷达系统可能发生错误的类型、位置、粒度以及对系统功能影响的严重程度多种多样, 针对同一种错误通常有多种错误处理机制能够实现针对该类型错误的容错, 然而采取不同错误处理机制的代价也是不同的。尽管一些容错技术具有通用性, 适用于较多类型的错误处理。然而通用的容错方法的开销相对较大, 对于某些类型的错误不是最优的容错选择, 会增加不必要的容错开销。本文根据容错机制实现的位置将机载雷达容错系统分为三个层次:芯片电路层、节点层和系统层。每个层次都会针对相应的软硬件环境和粒度实现相应层次的故障诊断、故障隔离、重新配置以及状态的复位或恢复。

在设计容错系统时, 首先将系统的容错需求分解到各层次;然后每个层次根据分解的容错需求汇总需处理的故障类型, 并为之设置相应的故障处理方式;最后以每层故障处理结果是否能够满足整个系统的容错需求为评价标准, 设置各层的故障处理结果信息。由于多层划分容错设计追求容错代价的最小化, 系统在实现容错目标的前提下更倾向于在较低的层次解决故障, 因此容错的过程是自底向上的。故障处理结果信息以的方式由低到高在相邻层次之间传递, 其中Fc代表故障类型编码, Rc表示处理结果, R (Rc) ={0, 1}。Rc=1表示故障已处理, Rc=0表示在本层的故障处理结果不能够满足系统容错需求, 故障需要在更高层次上进行处理直至达到容错目标。

多层划分的容错体系结构如图1所示, 其清晰而易维护, 针对容错需求设计的故障处理方式贯穿雷达系统的每一层次。且呈现了多层划分容错系统在每一层可能处理的部分错误类型以及错误处理的结果。低层上报的未解决故障将同相邻高层检测到的故障一同被本层的预定义故障处理流程处理。这种自底向上构建容错系统的方式试图在每一层尽可能的处理相应级别的错误, 避免底层的微小错误导致高代价的故障处理方式的介入。同时这种方式能够整合层级错误类型, 实现层与层之间透明的错误传输和处理, 降低了容错处理的复杂度。

芯片电路层容错机制提供贴近硬件底层的容错措施。如缓存的奇偶校验保护、内存错误检查和纠正 (Error Correcting Codes) 以及晶体管的三重模件冗余 (Triple Modular Redundant) 技术等[4⁃5]。致力于保证构成独立功能的软件节点的容错运行。芯片电路层容错机制对于提高整个系统的可靠性非常重要, 因为越接近底层的错误越难以在高层采取有效措施对错误进行纠正, 高层针对底层错误的解决方式通常是复位或制定相应的冗余接替, 这种方式的代价是很高的。以雷达处理机中实现脉冲压缩功能的某一节点的某关键电子元件故障为例, 通常的容错方法是脉压节点的硬件冗余, 但是如果针对节点内的关键电子元件采用多个冗余元件实现低粒度容错, 即能以更小的空间代价替代节点冗余实现此类错误的容错。如果同时使用这两种方法, 则大大提高了雷达处理机的可靠性。

节点层容错机制实现在构成独立功能的软件节点上, 致力于保证软件相应功能单元的容错运行。节点层的容错机制能够处理多数芯片电路层抛出的无法解决的错误情况, 结合硬件冗余采用诸如看门狗定时器以及检查点备份等软件冗余方法能够复位或恢复节点运行状态, 或提供允许程度内的降级服务。同样以雷达处理机脉冲压缩单元为例, 脉压单元使用n个节点并行工作实现原始数据的分段脉压, 并使用一个脉压冗余节点。如果有两个脉压节点发生故障无法运行, 则节点层容错机制采取相应容错措施保证脉压单元的n-1个有效节点对外提供低速率的脉压处理降级服务。

系统层以整个系统对外提供的功能或服务为对象, 根据节点层的状态选择最优的容错方法并对外反馈错误信息及处理方式。对于非复位类型的容错方法, 系统层容错机制负责各节点间容错运行的一致性状态, 保证整个系统故障与恢复前后的状态一致。系统层容错机制使用分布式冗余管理协议来实现节点的错误诊断和错误隔离, 根据优化的容错策略重新配置以实现系统状态的复位或恢复。系统层负责冗余管理的协调和一致, 使得故障节点本身以及其他相关节点能够在故障处理后协调运行, 对外提供正确的功能和服务。

各层次的容错机制并非孤立的, 而是相互协同实现整个雷达系统的容错功能。低层次容错机制尽可能的解决出现的错误, 如果某些类型的错误无法完全解决, 则将错误抛给高层进行解决。举例来说, 假设雷达系统实现目标检测功能的某个芯片上出现了访存越界错误, 对于此类错误芯片电路层无法进行有效的恢复, 只能将错误类型通知相应的节点层容错机制, 于是节点层的访存异常处理流程将被执行, 终止相应的进程并使用冗余接替, 如果不存在冗余则试图提供降级服务保证节点提供的目标检测功能仍然有效, 最后将节点状态和错误处理方式通知系统层。系统层会根据出错节点的状态通知与之功能相关的节点如目标跟踪节点, 并控制目标跟踪节点更改算法以适应目标检测节点的变化情况。

2 分布式冗余管理协议

故障检测是实现容错系统非常重要的一环。在多层划分容错机制中, 节点间接口故障是一类特殊的故障。因为这类故障的发生会导致层次之间故障类型及故障处理结果信息传递的失败。接口的故障多与组件的电气特性有关, 往往导致大粒度的冗余接替。为此设计了分布式冗余管理协议, 不仅可以用于节点的故障判定, 并且能够在确定故障节点的情况下管理冗余接替并进行拓扑重构。分布式冗余管理协议在故障检测及隔离方面具有时间复杂度低、实现简单的特点。

协议规定在包含n个节点的系统中, 每个节点向其他k (2≤k≤n-1) 个节点发送周期性的心跳消息, 并假设这些消息能够实现无错传输被其他节点正确的接收到。协议通过消息携带的关于节点自身的运行状态信息来判断相应节点是否发生错误或失效, 并使得相关的无错节点获得系统内出错节点的信息保持一致。任意一个节点发送的心跳消息都需要被系统内其他k个节点所确认并维护, 则系统内的每个节点都负责维护k个不同节点的运行状态信息。同时每个节点自身的运行状态信息也分布在k个不同节点上。其中一定时间内无法收到来自某个节点的信息的情况被认为是节点失效。协议可以保证系统在至多有k-1个节点失效的情况下仍能准确检测到系统内任一节点的运行状态信息, k值可以根据系统设计情况和可靠性需求灵活指定。

2.1 初始化及心跳检测

(1) 对于最多包含n个节点的系统, 系统内的每个节点都维护一个大小为n的环形哈希表, 哈希表的每个位置都与各节点一一对应。定义哈希函数Hash () , 来自节点Ni (1≤i≤n) 的运行状态信息将被写入当前节点哈希表中Hash (Ni) 的位置。定义变量state表示节点的运行状态:state值为1表示节点运行状态正常;state值为0表示节点故障或失效。

(2) 系统初始化时各节点哈希表的所有位置将被置零, 每个节点将设置current指针指向其维护的哈希表中自身的位置;设置start指针指向其维护的哈希表中第k前驱的位置;并设置end指针指向其维护的哈希表中第k后继的位置。其中start= (current-k) %n, end= (current+k) %n。从当前节点出发, 逆时针方向逐个访问处于有效状态的节点直到start指针指向位置可以获得当前节点的k个前驱节点的运行状态信息。

(3) 系统内节点Ni (1≤i≤n) 每经过心跳周期τ向其k个处于有效状态的后继节点S1, S2, ⋯, Sk发送心跳消息。Ni的第i后继节点Si在接收到Ni的消息后, 将其哈希表中Hash (Ni) 的位置写入Ni的运行状态信息。节点状态正常置1, 节点故障置0。

(4) 为节点Ni的k个前驱节点P1, P2, ⋯, Pk设置接收超时时间τ1。如果当前时间t>τ+τ1, Ni仍未接收到其第i前驱节点Pi的消息, 表明节点Pi已经失效。则将Ni哈希表中Hash (Pi) 的位置写入0。

(5) 经过时间τ2 (τ2>τ1) 后, 以k为步长选择系统内任意én kù个节点, 查看这些节点哈希表中的k个前驱节点的运行状态信息, 即可获得整个系统内所有节点的运行状况。

2.2 节点失效的拓扑重构

如果协议通过心跳检测发现某一节点失效, 则需重新建立现存有效节点之间的关系。单点失效的情况将会涉及其k个前驱节点和k个后继节点的拓扑重构。如果节点Ni失效, 则将其k个前驱节点P1, P2, ⋯, Pk的哈希表中的end指针分别移动到下一位置, 即令end= (end+1) %n;并将其k个后继节点S1, S2, ⋯, Sk的哈希表中的start指针分别移动到上一位置, 即令start= (start-1) %n。

图2和图3分别反映了失效节点后继和前驱的拓扑重构操作。

3 检查点回卷恢复容错方法

考虑到机载雷达系统的应用环境和自身特点, 过多采用硬件冗余的容错策略并不合适。因为较多的硬件冗余不仅会占用宝贵的机载空间, 也会提高机载雷达的成本。另外, 在机载雷达的某个子系统故障时采用硬件冗余的容错方式只能恢复到初始状态, 这样会丢失故障前的结果和状态。而雷达系统常常需要跟踪测量多个目标, 从初始状态重新建立目标轨迹跟踪需要相当长的时间, 因此需要寻找一种具有较小回卷代价的容错方法。检查点回卷恢复容错方法为容错系统提供了一种低卷回代价的软件容错手段。

检查点回卷恢复容错方法是一种通过软件冗余实现的容错方法。各节点在雷达运行过程中以同步或异步的方式实时保存单元检查点。如果雷达运行时发生故障, 可以通过各系统备份的满足全局一致性状态的一组检查点将整个雷达软件系统恢复到之前的状态, 并保证恢复前后状态的一致性和数据的完整性。单元检查点的保存在节点层实现, 每个单元的检查点是其所在节点的嵌入式芯片中的关键结构的数据映像文件, 文件内容由各类寄存器、堆栈、只读ROM中的数据按一定格式构成。单元检查点的实现是与硬件体系结构紧密耦合的, 可以通过函数库的方式提供给高级程序调用。目前相关领域技术已比较成熟。

3.1 检查点的一致性状态

检查点的一致性状态是指:如果某一运行实体采取检查点时的状态反映接收到来自另一发送实体的消息, 那么对应的发送实体在某一检查点时的状态也反映此消息已发出, 那么两个状态处于一致性状态, 所属不同实体的两个检查点叫做一致性检查点[6]。如果全局检查点中的任意两个局部检查点都符合一致性约束, 那么全局检查点也是一致的。然而在节点故障时有两类消息会使系统处于不一致的状态, 它们分别是在途消息和孤儿消息。

令Ca, x表示进程Pa的第x个检查点, Sa, x表示检查点Ca, x时的系统状态。

∃进程Pa, Pb, 检查点对 (Ca, x, Cb, y) , 进程Pa发送给进程Pb的消息m, 使得消息已发送状态send (m) ∈Sa, x同时消息已接收状态recv (m) ∈Sb, y, 则称m为在途消息。

∃进程Pa, Pb, 检查点对 (Ca, x, Cb, y) , 进程Pa发送给进程Pb的消息m, 使得recv (m) ∈Sb, y, 同时send (m) ∉Sa, x, 则称m为孤儿消息。

3.2 基于悲观消息日志的异步检查点回卷恢复策略

通过异步方式实现全局检查点备份的方法赋予系统内各节点很高的灵活性, 这种方式允许各节点独立的保存本地检查点, 能够满足机载雷达系统的实时性要求。然而在选择满足一致性状态的全局检查点的过程中容易产生多米诺效应[7]。多米诺效应是指在回卷的过程中为了避免出现孤儿消息或在途消息导致的检查点不一致状态而产生的过度回卷的现象, 极端的情况可能使系统回卷到初始状态, 从而降低恢复的效率。

为了避免异步方式实现全局检查点可能出现的多米诺效应, 可以采取记录消息日志的辅助手段, 对于在程序运行中所遇到的任何一个不确定的消息发送动作, 系统都假设在此动作发生后系统会出现故障。于是在每个不确定的消息发送动作产生结果之前, 将能够复现此消息传输过程的关键信息能够保存到稳定的存储介质中, 然后继续程序的运行。这种策略是工程领域常用的悲观策略, 可以称之为悲观消息日志方法。借助这种手段在系统出现故障, 寻找可恢复的全局一致性状态时能够消除孤儿消息、在途消息以及多米诺效应带来的不利影响。

采用悲观消息日志方法具有以下优点:首先无需为异步实现的全局检查点设计复杂的协议保证其一致性状态, 实现简单;再者在回卷恢复时仅需从最近的全局检查点开始, 并且仅对出错的进程执行回卷操作, 恢复的代价小。

4 仿真实验

实验借助Qui KLab实时嵌入式系统测试工具进行系统的仿真、故障注入及结果分析。实验通过主机开发测试模型对被测系统的交联对象的内特性与外部环境进行仿真, 构建测试环境模型与接口驱动模型。并借助FIU自动测试故障注入箱实现实时环境下的电气故障模拟。表1描述了采用多层划分容错机制实现的系统与采用一般容错方法实现的系统在典型故障输入时的表现。

5 结论

本文针对雷达系统的结构特点提出一种多层划分的容错体系结构, 通过自底向上的方式构建容错系统并试图在每一层尽可能的处理相应级别的错误, 避免底层的微小错误导致高代价的故障处理方式的介入, 由此可以提高容错处理的效率。为容错系统设计的分布式冗余管理协议能够实现节点的错误诊断和错误隔离, 为容错系统节点级的故障检测和重新配置提供了简单有效的方法。最后利用基于悲观日志的异步检查点回卷恢复策略实现程序状态的回卷恢复, 为机载雷达系统提供了一种低卷回代价的软件容错手段。算法具有良好的时间性能和扩展性, 能够满足机载雷达系统应用环境的需求。

摘要：针对机载雷达系统的高可靠性要求, 提出了一种多层划分的容错体系结构。采用自底向上分层的方式构建容错系统并试图在每一层尽可能的处理相应级别的错误, 避免由微小错误导致高代价故障处理方式的介入。在此基础上设计分布式冗余管理协议实现节点的错误诊断、错误隔离以及重新配置, 并采用一种基于悲观消息日志的异步检查点回卷恢复策略用于程序状态的复位或恢复。最后通过系统仿真故障注入的方式验证采用多层划分容错机制设计的系统具有更高的容错效率。

关键词：机载雷达系统,容错体系,多层划分,检查点回卷恢复

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机载维护系统篇7

1 高频沉积静电试飞科目背景

咨询通告AC25-7《运输类飞机合格审定飞行试验指南》中规定:第六章设备第一节总则170.功能和安装-25.1301条款b.程序一通信(2)HF系统(ii)应考虑沉积静电的影响。这种类型的静电通常是在高卷云、干燥的雪、沙尘暴区域中出现。

高频通信系统沉积静电科目的另外两种气象:干燥的雪、沙尘暴气象,相对来说更为罕见,因此建议使用(高)卷云作为高频通信系统沉积静电科目的气象条件。

2 高频沉积静电的原理

沉积静电是指飞机因与云中质点(水滴、雪、霰、冰雹)或尘埃等大气微粒碰撞而沉积于飞机表面的静电。其充电电流,决定于质点浓度、质点带电量、飞机速度和有效撞击面积沉积的静电最多,飞经高卷云、干燥的雪、沙尘暴时沉积的静电最多。

当飞机表面曲率半径较小的尖端突出部位及边缘达到空气击穿电压,就会发生电鳗式放电或电火花、打闪和响亮的爆炸。因空气绝缘强度随高度减小,在较高高度上空气击穿电压值减小,可在较低电压下产生电晕。

沉积静电所产生的放电产生高频电磁辐射,对机载电子设备产生干扰,严重时可使高频通信联络中断。

3 卷云气象基本信息

3.1 简介

卷云,分离散开处呈白色细丝状,或白色(或主要是白色)碎片状或窄条状的一种基本云型。如图1所示。

卷云是高云的一种,是对流层中最高的云,平均高度超过6000公尺。所以清晨当太阳还没有升到地平线上或傍晚太阳已下山后,光线都会照到这种孤悬高空而无云影的卷云上,经过散射后,显现出漂亮的红色或橘红色的霞象,在夏日的晴空中十分常见。

3.2 产生

卷云产生的高度很高,属于高云族,云底高度为4500～10000m,有时也可高达17000m或低至20000m以下。在这样的高度上,空气温度很低且水汽很少,云由细小且稀疏的冰晶组成,故比较薄而透光性较好,洁白而亮泽,常具丝缕结构。卷云因为云层太高,即使生成小水滴,下降过程中很容易蒸发,不会抵达地面,故在地面上不会感到下雨,象征一整天都会是晴朗的好天气。

3.3 类型

根据外形结构特征,卷云可分为毛卷云、密卷云、钩卷云、伪卷云四类。

卷云属于高云的一种,云的分类中并未对高卷云做出定义。由此可推断,所谓高卷云,不过是对卷云属于高云族属性的描述。高卷云也就是卷云,两者并无差异。而且广义的卷云更是卷云、卷层云、卷积云的总称,也就是高云。如表1所示。

4 机载气象雷达

机载气象雷达可提供降雨和地图显示,但并不能显示云(包括卷云等)的气象信息,机上也无其他设备可以提供实时的有关云的气象信息。以机载RTA-4118气象雷达系统为例,其主要为机组人员提供陀螺稳定的四色(绿、黄、红和洋红)降雨显示。四色用来表示递增的降雨量,洋红色表示每小时增量为2英寸或更大。气象雷达系统提供路径衰减补偿(PAC)告警,指示未知降雨量区域,并能抑制地面杂波。气象雷达系统还可提供飞机前方的地图显示。由于机载设备不能直接提供云的信息,试飞气象条件应该提前由地面气象台站实时获得。

5 地面气象台站

一般试飞气象站预报天气的几大因素为:云(云量、云状、云高)、能见度、天气现象(风、雨、雪、雾、霾等等),其他非常规预测包括气温、场温、场压(视具体情况而定)。除了每天的总体气象情况预报,还有每个小时的预测表以便观察时刻发生的气象变化。

对于云的预报格式通常为云量+云状+云高,一个典型的云的气象预报的例子为:6～9个量的卷云5～7千米。一般云量小于5个单位的晴朗天气会预报为碧空。云量大于等于6的云一般足够试飞使用,覆盖范围往往绵延几百公里。云状是指云的种类,比如说高层云、高积云、卷云等等。预报云高是基于云底高度,通常在预报卷层云和卷积云的时候,其上方也都会伴有卷云,且高云所属的各个云种(卷云、卷层云、卷积云)可以互相转化,这也是为什么每个小时都需要详细的气象预报。

统计结果表明,卷云通常在晴朗的好天气出现,而且在夏季和秋季并不少见。预报的卷层云和卷积云的天气约占所有对于云的预报的气象条件的50%左右。因此,(高)卷云的气象条件严格意义上不算是特殊气象,对于试飞沉积静电科目非常有利。

6 试飞方法综述

由于气象条件处于实时的动态变化当中,需要将高频沉积静电试飞科目作为常备科目,挂在试飞任务单上以便依据天气情况决定是否试飞。综合各方面的因素考虑,建议的试飞气象:预测为大于等于6个量的卷云(或者卷云高积云),高度大于4500m。具体操作为:飞行过程中,飞行员目击云层后,驾驶飞机穿越摩擦云层,依据预先给定的频点和工作模式进行高频通信,验证通话是否正常清晰,是否对其他电子设备无干扰。

摘要：沉积静电放电产生的高频电磁辐射会对机载电子设备尤其是高频通信系统设备产生干扰。在沉积静电环境下的机载高频通信系统科目试飞在国内民机试飞领域尚属首例,也无相关经验方法可以参考。该文通过研究咨询通告AC25-7推荐的试飞气象条件(高卷云、干燥的雪、沙尘暴),详细叙述了高频沉积静电试飞科目的背景和沉积静电的原理,介绍了高卷云气象的定义、产生和类型,结合了机载气象雷达的显示条件和地面气象台站预报的天气情况,以我国民机试飞现有条件和实际情况为出发点,摸索总结出一套符合要求而又切实可行的试飞方法,为未来民机试飞实践提供具体指导。

关键词：HF,高频,沉积静电,放电,(高)卷云,气象雷达,气象台站,试飞

参考文献

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[3]张培昌,杜秉玉,戴铁丕.雷达气象学[M].北京:气象出版社,2001.

机载维护系统篇8

机载雷达是现代作战飞机的主要传感器之一,是完成超视距攻击的主要探测设备。飞行员对机载雷达操作的准确性与熟练程度,影响其对战场态势的判断,与作战结果直接相关。由于受各种条件和训练成本的制约,飞行员不可能在空中进行大量的实装操作训练,随着计算机仿真技术、电子技术、网络通信技术的发展,走装备模拟仿真,使用模拟器训练是解决部队训练、院校教学的一条有效途径。

机载雷达仿真系统作为某型飞机飞行模拟器的重要任务子系统,其逻辑关系与操作设置应与实际相一致,逼真度也应尽量接近真实状态,通过对雷达使用特点、项目需求和现代仿真技术等因素综合分析基础上,决定采用OpenGL技术实现机载雷达的仿真。本文给出了一种在Windows平台上采用Visual C++6.0开发基于OpenGL的机载雷达仿真系统的方法。

2 OpenGL简介

OpenGL是一个工业标准的三维计算机图形软件接口,是美国高级图形和高性能计算机系统公司(SGL)开发的三维图形库。它独立于窗口系统和操作系统,以它为基础开发的应用程序可以十分方便地在各种平台间移植;OpenGL可以与Visual C++紧密接口,便于实现有关计算和图形算法,可保证算法的正确性和可靠性;OpenGL使用简便,效率高。它具有建模、变换、颜色模式设置、光照与材质设置、双缓存动画以及更先进的能力,如纹理映射、物体运动模糊等功能。OpenGL是实现逼真的三维渲染效果,建立交互的三维景观的优秀软件工具。

3 机载雷达仿真系统结构

本文所讨论的机载雷达仿真系统属于某型飞机飞行模拟训练器的一个子系统,因此信息要在不同计算机之间传递,根据主控计算机送来的战场环境和载机参数完成雷达模型建立和信号处理仿真,机载雷达与火控系统有数据交联,雷达信号采集计算机通过信号采集卡采集各元器件的开关量和模拟量,产生各种控制信号,通过雷达显示计算机来控制雷达的状态。系统采用的是基于TCP/IP协议的Winsock接口应用程序来进行网络通信的,Winsock接口是Windows下得到广泛应用的、开放的、支持多种协议的网络编程接口,非常适用于分布式处理的网络通信。

4 雷达显示仿真

雷达显示器有多种类型,该雷达仿真系统采用的是平面位置显示器,平面位置显示器是一种以极坐标形式显示目标距离和方位的显示器。它能把雷达周围的目标以亮点或亮弧的形式显示在荧光屏上。应用OpenGL纹理映射技术可以较好的实现平面位置显示器的仿真效果。

4.1 OpenGL纹理映射技术

利用OpenGL纹理映射技术可以以很低的代价生成复杂的视觉效果,实现逼真度和运行速度的平衡。纹理映射是将一个一维、二维、三维的图像映射到几何物体上的过程,可以仿真自然界的材质,减少几何复杂度,增加反射效果模拟。

纹理映射通常分三步:

1)设置纹理。首先读入或者生成图像,将图像赋到某个纹理上,然后打开纹理映射功能。即在程序中调用glTexImage2D函数。

2)将纹理坐标赋到顶点上。纹理映射区域通常是平面或曲面,计算任意空间曲面与纹理域的对应关系本质上是一个参数化的过程。在绘制纹理映射场景时,不仅要给出每个顶点定义的几何坐标,同时还要定义纹理坐标。经过多次变换后,几何坐标决定顶点在屏幕上的绘制位置,纹理坐标决定纹理图像中的哪一个元素赋予该顶点。

3)设置纹理参数。Wrapping(重复pattern的方式),filtering(纹理采样的滤波方式)。

4.2 雷达显示余辉效果的实现

平面位置显示器的核心部件是示波管,当电子停止轰击示波管的荧光屏后,亮点不能立即消失而要保留一段时间(称为余辉)。亮点辉度下降到原始值的10%所经过的时间叫做余辉时间。余辉的仿真需要借助数学模型。

一般地,荧光亮度一次指数衰减曲线方程可用I=I0e-t/k来表示,其中,I为余辉亮度,I0为涂层亮度,k为时间衰减常数,t为衰减时间。对于特定的荧光物质,I0和k均为常数。I0越大,荧光衰减曲线越平坦;k越大则余辉时间越长。

为了实现余辉显示效果,将平面位置显示器分为360等份,由于每个扇形占的圆心角很小,可以认为平面位置显示器由360个等腰三角形组成。利用定时器控制扫描线进行360度旋转,扫描线每旋转1度按一次指数衰减曲线方程来设置等腰三角形的填充颜色。从而就逼真地显示出雷达余辉效果。

4.3 地杂波显示的实现

DEM数据是区域地形的数字表示,由一系列地面点的(x,y)位置及其相联系的高程z按一定的结构组织在一起,表示实际地形的空间分布特征。DEM数据的形成多是在Arc/Info、ArcView等专业GIS软件中由离散的数据点或等高线直接生成的。

为了调用DEM数据,首先将DEM数据转换成ASCII文件,由VC++6.0直接从ASCII文件中读取。然后对DEM数据进行着色处理,论文采用按照高度值着色处理的方法,对不同的高度赋予不同的颜色,为了简单渲染过程,对最高点着白色,最低点着黑色。然后采用OpenGL纹理映射技术把处理过的高程数据映射到各个天线扫描角度上。DEM数据经处理和着色后的地杂波效果如图2所示。

4.3 雷达目标仿真的实现

在极坐标系中,任一点目标,可用距离、方位角(目标相对于飞机纵轴的顺时针角度)、俯仰角三个参数来确定。当扫描线扫过目标时,由于物体的位置较先前已经发生变化,因此在OpenGL中进行显示时,点迹位置要进行相应的刷新即可。

对地面固定大型目标在雷达画面上显示,由于载机坐标与固定目标的坐标都可以由主控计算机获得,其在雷达画面的动态更新显示通过OpenGL坐标变换容易设置,此处就不详细论述。

对于运动目标,假设雷达的当前量程为Dmax。已知载机与目标的距离D和方位θ,目标是以一定的空速μ和航向ξ运动。

1)目标在屏幕上显示位置

根据以下公式x=D/Dmax*cos(π/2-θ)和y=D/Dmax*sin(π/2-θ)可以求出目标在屏幕上的显示位置,动态设置雷达的量程Dmax来改变目标的显示位置。

载机与目标运动相对位置变化后,下一时刻在屏幕上的显示位置(x1,y1)和当前位置(x0,y0)的关系可以用x1=x0+μ*ΔtS*cos(π/2-ξ)和y1=y0+μ*ΔtS*sin(π/2-ξ)来表示。其中,ΔtS雷达的扫描周期;角度经过了雷达扫描坐标系向笛卡尔坐标的转换。空速μ和航向ξ只是目标的瞬时航速和航向,可以进行动态设置。

2)扫描线与目标的位置关系

扫描线与目标的位置关系,可以通过扫描线的角度是否与目标物体的方位角一致来判断。

5 结论

运用OpenGL技术和DEM高程数据实现了雷达仿真显示,具有很好的仿真效果,可模拟该雷达的检查校准及飞行过程中的各种状态,便于飞行员在较短时间内掌握所学理论及相关的操作步骤和方法、要领,不仅满足了飞行部队和院校日常训练的需要,而且对延长装备寿命,保障新装备快速形成战斗力具有重大的军事意义。

参考文献

[1]张明友.雷达系统[M].北京:电子工业出版社,2006.

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