机载网络

2024-11-03

机载网络（精选7篇）

机载网络篇1

(一) 引言

机载火控系统是作战飞机航空电子系统的核心设备之一, 担负着目标和载机参数的采集和显示, 以及火控计算、瞄准等任务, 其性能是评价飞机作战性能的重要指标。保持机载火控系统的正常性能, 对安全飞行和训练、作战任务的履行至关重要。因此, 对机载火控系统出现的故障进行快速、准确的诊断, 是保持机载火控系统正常运行必不可少的工作。由于机载火控系统电路复杂, 电路板和元器件众多, 故障诊断难度很大。目前部队机务人员主要依靠经验和部件、电路板替换等进行故障诊断和排除。

由于人工神经网络具有诸多良好的特性, 因而被广泛应用于人工智能、自动控制、机器人、统计学等领域的信息处理中, 并且随着理论的发展和成熟, 将神经网络用于电路故障诊断已经成为一个研究热点。目前, 故障诊断中所使用的主要是传统的BP神经网络, 这样可以充分利用BP网络的并行快速计算、存储量大、系统具有鲁棒性和联想性等特点。但其缺点是训练所需的数据量较大, 收敛速度也较慢, 为此可以采用基于小波神经网络的故障诊断方法。其结构大致分为两类:一是在信号进入BP神经网络前对其作小波变换预处理以减少数据量来提高收敛速度;另一种是将BP网络中的响应函数改为小波函数, 利用小波函数具有的多分辨性、紧支性甚至正交性等特点来提高收敛速度。本文讨论的属于第一类。

(二) 小波神经网络故障诊断的基本思想

机载火控系统电路发生故障时, 所测得的响应信号中含有非平稳或时变信息, 而这些信息往往直接反映了电路运行的状态。因此基于平稳信号的信号处理方法就不能有效提取故障特征。小波变换具有时频局部化特性, 用于非平稳和时变信号的故障特征提取十分有效, 它能深刻反映电路运行状态的本质。神经网络可应用于故障模式的识别, 实现故障特征与故障类之间复杂的非线性映射, 但它依赖于故障特征参数的有效性和网络参数的选取。若将二者优点结合起来, 会提高故障诊断的准确性。

基于神经网络的故障诊断方法的基本原理是将所有故障由唯一一组特征表示, 神经网络在训练期间学习这组特征。这些特征与相关的故障分类一起作为神经网络的输入输出对, 神经网络通过调整它的权重和偏差, 学习期望的输入输出关系, 然后在测试阶段输入一组特征给网络, 确定故障类别。本文选择神经网络, 利用小波分析具有在时域和频域的良好局部性和对信号有较强的特征提取功能, 先用小波变换对电路的故障信号进行预处理, 提取信号的小波特征;再将故障特征量输入至神经网络处理;数据经过小波变换的压缩, 有效地减少神经网络的输入层单元数。文中选择HAAR小波, 将电路故障进行分层次分解, 获得不同频段的信号成分;取其能反映电路故障特征的频率部分作为故障特征, 输入至神经网络, 可简化神经网络结构, 减少处理时间, 提高辨识故障类别能力。处理流程图见图1。

(三) 基于HAAR小波变换的电路故障信号处理

小波变换的本质是测量被分析信号波形的局部相似程度, 根据被分析的信号特点, 选择波形合适的小波对电路输出预处理, 提取理想故障特征是关键。HAAR小波函数的不连续的特点使之具有紧支撑和零调和性, 因此HAAR小波非常适合从具有窄宽度和快速变化特征信号中提取特征, 且计算简单, 故在本诊断中被采用。

1. HAAR小波函数的特性

HAAR函数的定义为:

自变量x的定义域为[0, 1]。对于任意一个信号f (x) 可表示成不同尺度的HAAR小波之和 (式2) 。

式中f (x) 为有限长度的信号, 0≤x<1, ai为小波变换系数, w (x) 为小波函数。

2. 故障信号的分解及特征提取的小波算法

对于任意信号f (x) , 其小波变化定义为:

式中:Ψ为小波母函数;ɑ为尺度参数;b为时间中心参数。

为减少连续小波变化的冗余度和计算量, 对参数a和b进行二进制离散化, 令ɑ=2i, b=k2i=kɑ, (i, k) ∈Z2。小波分解采用著名的Mallat算法, 其基本思想是对L2 (R) 空间上的任意信号f逐层分解到一个频段序列上。由于信号的分解频率是有限的, 按最大尺度N都可以分解为分辨率为2-N的低频率部分和分辨率为2-i (i=1, 2, ⋯, N) 的高频部分, 并可由它们进行重构, Mallat分解公式见式 (4) 。

小波分解可看成信号形成一族分层组织的低频和高频成分的产生过程。信号序列的每分解一级, 离散逼近和细节系数将各自减半, 即i-1级近似和细节成分中的数据点的数目与i级的数据点对应数目相比, 减少两倍。利用此特点, 将由小波变换预处理后的电路故障特征数据, 作为神经网络的输入, 可大大减少神经网络输入数目。故障特征的选取方法是将小波分解至一定层次, 选取每一层次近似部分的第一个小波系数作为故障特征, 再输入至神经网络进行训练和判别。

(四) 仿真实验

我们对图2所示的某型机载火控系统电子组件内的一个25kHz带通滤波器电路进行了仿真实验, 以验证本文方法在诊断时的有效性。其中各元器件的标称值均在图中标出, 带通滤波器的中心频率为25kHz, 根据输出端口的信号频率进行故障诊断。对图2所示的带通滤波器, 被诊断的元器件是C1, C2, R1和R2。

对此电路构建一个三层的神经网络, 此神经网络的输出端有5个节点, 分别对应1个无故障状态和4个故障状态 (电阻开路与电容短路) 。网络的输入层有N=4个节点, 输出层有M=5个节点, 隐层按经验公式取H=2 (N+M) /3=2 (4+5) /3=6个节点。

在仿真中, 我们用电路仿真软件IsSpice 9对此25kHz带通滤波器电路加一个持续时间为10µs, 幅度为5V的脉冲激励信号, 然后对正常状态和C1, C2, R2和R3的故障 (单故障) 状态进行仿真实验。网络的期望输出如表1所示, 其中y0~y4是神经网络的输出层节点。我们把故障样本输入神经网络进行训练, 经过训练后网络的实际输出如表2所示。通过比较表1和表2可以看出, 本文的方法能够准确有效诊断图2所示的电路故障。

用没有经过小波预处理的神经网络直接进行诊断时, 虽然也能对上述故障进行诊断, 但是由于输入样本没有经过小波预处理, 导致了网络的规模大, 输入层和隐层需要几十甚至上百个节点, 使得网络的训练时间长, 收敛速度慢。而采用小波变换作为预处理方法, 输入层和隐层需要的节点很少。由此可见, 采用经过小波变换预处理的神经网络, 可以充分发挥小波的优点, 不仅减小了网络的规模, 而且提高了收敛速度。

(五) 结论

本文采用了基于小波神经网络的故障诊断方法对机载火控系统电路故障进行了诊断。样本信号经过小波预处理后, 剔除了信号中的冗余信号, 能够有效减少小波神经网络的输入节点和隐层节点的个数, 从而减小了神经网络的规模, 降低计算的复杂度, 加快网络的训练速度。仿真实验表明本文的方法能够对机载火控系统电路的故障进行有效诊断和定位, 而且收敛速度较快。本方法还可以推广到其他各种航空电子系统故障诊断中去, 应用和发展潜力大。

摘要：研究了基于小波变换预处理的小波神经网络算法并用于机载火控系统的故障诊断。这种方法能够有效提取故障信号特征, 从而减少小波网络训练时输入层和隐层节点的个数, 减小网络的规模, 降低计算的复杂度, 加快了训练速度。最后对此方法的性能进行了仿真比较, 结果表明此方法能够对机载火控系统电路的故障进行有效诊断和定位, 收敛速度较快。

关键词：小波分析,神经网络,故障诊断

参考文献

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[5]范佳妮, 王振雷, 钱锋.BP人工神经网络隐层结构设计的研究进展[J].控制工程, 2005, S1:105-109.

机载网络篇2

随着中国经济的快速发展, 为了抢占更多的市场, 吸引更多的客源, 航空公司在大量引进先进飞机的同时也更加关注对现有飞机系统的改装升级, 以便于给乘客提供更舒适的乘坐体验。在飞机的一系列改装项目中, 对乘客影响最大的就是对客舱的一系列改装, 比如机载无线网络系统, 视频点播系统等。这些改装除了要满足相应的系统和结构规范外, 还必须要满足局方对电磁干扰的要求。本文以机载无线系统为例, 阐述了电磁兼容性测试必要性和可行性, 以及需要考虑的其他问题。

1 机载无线网络系统改装

机载无线网络是目前国内比较流行的一个客舱改装项目, 它实际是对客舱娱乐系统的一种升级, 同时又为今后空地通信或卫星通信改装服务于乘客打下了基础。此改装与空地改装或卫星通信改装相结合就可以实现机上上网的功能, 即便不与其他系统结合, 通过机载网络也可以让乘客使用自带的移动电子设备 (如Ipad等) 实现乘客对视频、音频、电子书籍以及网络购物等一系列客舱服务的需求, 在提高乘机的舒适性的同时又免除了航空公司改造乘客座椅的大笔投入。

机载无线网络系统包括了服务器、区域分配器、控制面板, 控制触摸屏、客舱内部天线和移动电子设备六个组成部分。服务器与控制触摸屏、控制面板集中安装在客舱内部的行李舱内。区域分配器和天线要根据舱位情况合理布局, 以满足整个客舱内信号需求的要求。移动电子设备可能是笔记本、平板电脑或手机, 可由航空公司配备或由乘客自带。

机载无线网络系统除可以与卫星通信或空地系统交联之外, 还从飞机其他系统中获取ARINC429高度信号、登机门信号和飞机释压信号。高度信号和登机门信号的引入主要用于控制机载无线网络系统功能的开启时间, 保证在飞机起飞、爬升、下降和进近等主要阶段系统被抑制, 以免影响飞机的适航安全。飞机释压信号的引入主要用于在紧急情况下可以终止客舱娱乐服务, 保证机组广播和应急通知等重要信息可以第一时间被乘客接收。

安装机载无线网络系统的飞机, 乘客可以使用自带的ipad等便携式电子设备接收来自系统天线发送的无线信号, 获取视频和音频信息。乘客自带的这些便携式电子设备对于机载敏感设备来说都是潜在的电磁骚扰元, 这些设备是否会影响到现有飞机系统的正常工作, 飞机其他系统的工作又是否会干扰到无线信号的正常传输, 通过电磁兼容性测试可以对以上问题进行逐一验证。

根据CCAR-21-R3第21.95条的分类, 无线网络改装由于涉及到重量和载重平衡的更改, 且与飞机其他系统有信号交联, 被归类为设计大改。

另外, 根据CAAC的型号审定要求, 对国外设计大改必须要申请补充型号合格证, 所有的改装项目在上报局方进行审查时都需要有审定基础作为审查依据。审定基础是否全面准确充分体现了申请人对规章的熟悉程度。对于机载无线网络这类改装, 局方认为规章的内容对改装项目覆盖不全面, 会额外增加一些特殊的要求作为新增的审定基础。审定基础必须能够覆盖以上所有的内容, 并通过不同的验证方法一一验证系统的功能以及对飞机或其他系统的影响能满足所有的要求。

在机载无线电改装项目的审定基础中, 对于电磁兼容性实验的要求是比较特殊的。根据CCAR91.23的要求, 在运行中的航空器上不得使用便携式电子设备, 但又对部分种类电子设备的使用进行了豁免, 其中就包括了该航空器运营人确定的认为不会干扰航空器航行获通信系统的其他便携式电子设备。由于机载无线网络改装中系统功能的实现依赖于天线发出的无线信号由乘客个人携带的的便携式电子设备 (PED) 进行接收, 天线以及PED都可能会给飞机其他系统或线路造成有意或无意辐射, 进而可能会影响到其他系统的工作和信号传输的正确性, 对系统电磁兼容性的试验也就成为了机载无线网络适航审定的内容之一。

2 电磁兼容性测试

我们平时所说的电磁干扰 (Interference) 是由于一种或多种发射、辐射、感应或其组合所产生的无用能量对电子设备的接收产生的影响, 其表现为性能下降、误动或信息丢失, 严重时出现设备损坏。装置、设备或系统面临电磁骚扰不降低运行性能的能力即为抗扰度 (Immunity) 。电磁敏感性 (EMS) 则是指在存在电磁骚扰的情况下, 装置、设备或系统不能避免性能降低的能力。因此, 电磁兼容 (EMC) 包括两个方面的要求:一是指设备在正常运行过程中对所在环境产生的电磁干扰不能超过一定的限值;二是指设备对所在环境中存在的电磁干扰具有一定程度的抗扰度, 即电磁敏感性。

电磁干扰对于航空器运行有一定的危害, 由于旅客使用无线电设备 (手机, 调频收音机等) 干扰飞机导航或通信系统正常运行的事故时有发生。2004年3月, 一些飞行员的飞行记录中称三星SPH-N300型手机影响了机载GPS系统的正常工作, 导致飞机与卫星失去联系。历史上还有飞行员报告过使用DVD播放器或调频收音机时造成导航系统出现大角度偏差的事故记录。我们在研究便携式电子设备对机载设备的干扰问题时, 主要关心的是有意发射干扰源, 特别是各种制式手机和具有无线局域网功能的乘客最易携带等级的便携式电子设备。

电磁兼容性试验来源于美国标准RTCA/DO-294和RTCA/DO-307, 其中RTCA/DO-294主要应用与改装项目, 对有意发射便携式电子设备在飞机上的的使用提供了指导性建议, 而RTCA/DO-307则主要针对主机厂, 对机载设备的敏感度进行测试, 同时也定义了机载无线电设备间干扰路径损耗的测试方法, 并可以用于飞机便携式电子设备的容限设计与认证。

对于我们现在普遍接触到便携式电子设备 (PED) , 按照辐射发射的特性可以分为无意发射源和有意发射源两类。根据RTCA/DO-233发布的研究报告, 在相同测试条件下, 有意发射源的辐射强度普遍比无意发射源的辐射强度高100d B左右。但由于有意发射源的频率与机载系统频率有所不同, 其辐射通过接收机天线对敏感设备产生的电磁干扰 (IRA) 实际上对飞机的影响非常低。无意发射源辐射也会通过设备天线进行耦合产生电磁干扰 (NIRA) , 这部分干扰可能在某些飞行阶段可能或造成严重的后果, 所以一般来说, 机载无线电系统在规定高度以上才可以开放使用, 而在滑行、起飞、进近、着陆等阶段都是禁止使用的。

涉及电磁兼容问题的系统需要获得局方许可方可使用, 具体的许可流程可归纳为以下几个步骤: (1) 获得初步的系统信息; (2) 制定符合性计划文件并与局方协调获得局方批准; (3) 实施电磁兼容性分析和试验, 同时要实施风险安全评估并采取缓解措施; (4) 评估人为因素; (5) 编写T-PED技术报告并与局方协商获得局方批准; (6) 建立“允许”和“禁止”政策; (7) 保持长期的信息收集和过程改进。

系统装机后要对处于电磁环境下的飞机功能进行测试。测试前, 要使用合适的电源给飞机电气系统供电, 并用专用的地面电源给测试设备供电。理想的测试环境是飞机和任意障碍物 (例如建筑物、金属结构或其他飞机) 之间的距离不能小于200米, 关闭所有接近门, 安装接近飞机的舷梯, 记录天线增益、测试设备的制造商、件号和其他相关信息。同时应及早和国家电信关系部门和频谱管理部门沟通, 并对被测试系统先按照维修手册进行功能测试。

测试设备中最主要的一部分就是天线。试验用天线的安装数量以及位置都有明确的要求: (1) 驾驶舱 (离中央仪表盘1米和地板上1米) ; (2) 电子舱 (在中央的地板滑轨上1米, 需要3个天线) ; (3) 飞机无线系统的位置和天线; (4) 典型的乘客为之 (客舱地板上1.1米) ; (5) 窗户区域; (6) 门区域; (7) 机组休息区; (8) 其他区域。

测试时, 首先将信号频率设为最低值并再次降低10db, 然后增加信号发生器直到达到最大值。如果发生干扰, 以每步1db减小测试值直到干扰消失。按照1%的规则增加测试频率, 重复上述过程直到达到最高频率。如果干扰发生, 降低测试值直到干扰消失。对每个测试点至少保持10秒。

实际上, 上述电磁干扰性测试是对机载无线网络系统是否会对飞机上其他系统造成干扰的验证, 所以测试应该在改装之前, 也就是系统功能验证的过程中就已经完成并形成报告作为审定依据。根据测试的结论, 改装设计单位还应该就系统在今后运行中的一些使用注意事项给航空公司做出一定的建议, 并由航空公司形成政策性文件在日常运行中进行实施。

3 总结

目前, 航空公司对于PED的政策都是要求在飞行的关键阶段禁止乘客使用任何PED设备。在滑行、起飞、进近、着陆和在非正常以及应急情况下, 所有非有意发射的PED均应处于完全关闭装套。而在飞机的所有阶段都禁止乘客使用任何有意发射的PED设备。所有的PED政策都应该包含在运行手册和机组手册中 (如AFM, FCOM) , 且需要获得局方批准。

电磁干扰性测试是一个比较复杂的测试项目。在系统的设计阶段, 通过电磁干扰测试可以获得大量的分析数据, 并据此对系统部件进行相应的调整, 使其满足装机的要求, 并为后续的适航审定提供可靠的数据报告作为符合性依据。但由于该测试内容比较多, 对测试设备的设置要求比较高, 准确完成的完成整个测试还很难实现。目前, 该项测试技术正处于研究和发展阶段, 需要我们进一步探索和验证。

参考文献

[1]RTCA/DO-294C Guidance on Allowing Transmitting Portable Electronic Devices (T-PEDS) on Aircraft.

[2]RTCA/DO-307 Aircraft Design and Certification for Portable Electronic Device (PED) Tolerance.

浅析机载产品适航性篇3

1 机载产品适航理论

1.1 适航性

适航性简单地说, 就是民用航空器适合航行, 也就是说航空器及其在预期的使用环境中能够持续安全飞行的一个本质的、固有的特性。

1.2 适航标准

适航标准是一类特殊的技术性标准它是为保证实现民用航空器的适航性而制定的最低安全标准。“最低”的含义是基本的, 而且是经济负担最轻的。

1.3 适航管理分类

机载产品的适航性是我国航空领域验证民用航空器机载产品在安全飞行中的检验准则, 机载产品具有良好的飞行能力, 则说明该飞行器适于飞行, 能够满足适航标准的要求, 机载产品的适航性归根结底还是机载产品能够保证良好的安全性能, 在恶劣的环境条件下能够维持良好的性能合理的设计、制造以及安全验证方法选择是保证机载产品适航性的方法, 也是管理核心和审查准则。我国民用航空器主要由我国民航局统一部署和统一规划负责。适航管理主要包括全寿命管理、全领域管理、全过程管理、全方位管理等, 机载产品适航性贯穿其整个寿命周期, 各个性能参数都必须满足适航要求, 且必须经过适航审查确认满足相应的适航标准后, 方可取得相应的适航证。机载产品适航管理分为两大类, 具体见表1。

2 机载产品适航性分析方法

机载产品的适航性分析方法包括功能危险性分析 (对功能进行系统、综合的检查, 识别这些功能的失效状态, 并根据严重程度对失效状态进行分类) 、初步适航安全性分析 (用于完成失效状态清单以及相应安全性要求。它还可用于证明系统如何满足针对各种已识别的危险的定性或定量要求) 、故障树分析 (是自上而下的分析技术。这些分析通过依次展开更详细 (即更低层次) 的设计层次向下进行) 。通过这些适航符合性验证方法, 全面保证系统的可靠性、安全性。

对于飞行适航性能评估的功能危险性分析, 主要包括在飞机研制开始, 对定义的飞机基本功能进行的高层次、定性评估;也可以是系统的安全定性评估, 考虑影响飞机功能的单个系统失效或失效组合。当分析某个特定的影响因素对于整个机载设备的适航性研究时, 多采用故障树分析, 故障树分析是一种自上而下的系统评估程序, 针对某一特定的不希望事件, 建立定性模型, 然后进行评估。分析人员从一个不希望的顶层危险事件开始, 在低一级的下一个层次上, 确定系统功能模块中可能导致该事件发生的、全部可信的单一故障及失效组合。

我国民用航空器对机载产品的要求很高, 要求其可靠性、安全性、产品的耐环境因素影响的极限值度均需满足相关的适航标准要求, 主要通过实验手段找出机载产品在设计制造过程中、使用运行过程中的各种失效情况, 通过定量分析机载产品的安全性能和设计准则, 解决产品设计、制造以及硬件设备带来的缺陷, 从各方面提升产品的安全性, 满足适航标准要求,

3 结语

近时期, 我国大力发展航空航天行业, 随着大量的电子产品的出现, 其中机载电子产品在我国航天航空、精密仪器仪表等领域应用越来越广泛, 其电子产品的可靠性和安全性、适航性方面受到广泛的关注。机载产品良好的适航性需从机载产品的设计、制造和维护等过程加以机载产品适航符合性验证研究, 在试飞行阶段采集大量的数据进行分析, 全面而系统的认知其产品的稳定性, 依靠优秀的适航管理来实现, 从初始适航性到持续适航性, 均需进行全过程的监督和管理, 使其符合适航标准的要求, 从而达到保障民用航空器的安全。

摘要：我国民用航空器良好的飞行性能往往决定于该民用航空器机载产品的适航性。良好的飞行性能, 能够很大的程度上保障民用航空器飞行安全, 机载产品只有全面完成适航符合性验证取得适航证, 才能进入市场。本文着重讲述了民用航空器产品的适航性及其分析方法, 全面论述了其适航性的重要性。

关键词：民用航空器,机载产品,适航性,安全

参考文献

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机载雷达对抗系统仿真篇4

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

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[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.

机载气象雷达成像仿真篇5

随着科学技术越来越多地应用于军事领域,最新的高技术武器配发到部队使用后对部队产生了重大的影响,但是由于高新技术装备复杂性带来的训练成本也飞速增长,虚拟现实仿真技术的发展为解决这一矛盾提供了技术基础,直接利用飞行器进行演练以使飞行人员熟悉气象雷达模块功能,可能存在消耗成本过大、效率不高、安全系数低、易受自然条件干扰等实际问题,雷达被视为高技术战争下的“眼睛”,通过对气象雷达的成像和性能进行计算机仿真,提供实时逼真的训练视景,对飞行人员快速熟悉装备、熟练操作系统,提高真实环境下操作水平也具有重大的意义。雷达显示成像是飞行操作人员与雷达之间的最直接交互部分,在建立机载气象雷达成像显示模块时,雷达显示器的仿真成像效果直接影响到整个仿真系统的效果。

机载气象雷达是以多普勒效应为基础的,它不但能确定回波的位置和强度,而且可以测量出降水粒子相对于雷达发射波束的相对运动,通过回波确定探测目标云层的面积、厚度、空间位置、移动和发展变化,多普勒雷达发射回波探测云中的降水粒子,计算机通过分析回波能量大小并用规定的颜色将云层信息显示到屏幕上,实现对云层的测绘。本文采用分形布朗运动方法生成云层的轮廓,在计算机中模拟出云层的基本模型信息并通过OpenGL实现雷达屏幕成像,实现了不同气象条件下的机载雷达成像,基本可以实现飞行人员的训练要求。

1 仿真系统介绍

机载气象雷达仿真成像模块作为某型飞机飞行模拟器视景显示的一部分,可以近似地认为雷达坐标坐标系、飞行器坐标系和飞行人员三者之间在空间上是重合的,由于气象雷达显示是二维信息,选取一定的范围作为雷达扫描区域,通过计算机建立一些在2D屏幕坐标系下雷达探测目标的基本轮廓,根据大气参数拟合出单位区域内大气的含水量指标的模型,通过目标厚度的计算得到整个区域该时刻的RGB颜色空间模型,并相应地显示与雷达屏幕上,最后通过OpenGL将成像送至图像处理接口,实现了RGB颜色空间模型输出,最终将气象雷达的成像输出到雷达综合显示器上。

机载气象雷达属于雷达的一种,其基本功能是探测航向前方的云、雨、雷暴区和湍流等气象状况,然后将目标的相关参数(方位、距离等)显示在扇形扫描器屏幕上。本文只针对气象雷达对云层探测的屏幕成像仿真,首先对目标云层的进行判读,通过计算机模拟某一区域内的云层的面积、厚度、含水量等物理信息,包括低降雨区、一般降雨区、强降雨区、暴雨区和冰雹区等几种物理现象的云雨雷达影像,并根据测量某一区域内云层的厚度,通过厚度差分成相应得颜色等级,形成相应的气象雷达告警的雷达成像,系统仿真总体结构如下图1所示。

2 云团构造原理

自相似性似乎是大自然中集合构造的原理,很多情况下,“无生命”的世界也具有某种分形特征,单个云彩的边界线与它所处的整个云团看起来可能相似,然而,对于云彩不可能像生物体那样找出其层次化的结构,不存在明显的自相似性,不过从统计意义上说,当这些物体被放大时,看起来也是相同的。云彩作为自然现象,其二维轮廓线也具有分形的自相似特性,用分形的方法生成二维云层基本轮廓基础是合理的。

2.1 分形布朗运动

分形布朗运动具有如下统计特性:

分形布朗运动是定义在某概率空间的一个高斯过程X:[0,∞]→R使得分形布朗运动满足:

其中0<α<1。

2.2 分形法构造二维云团

首先可以手工画出一个或几个具有多个顶点的多边形作为云团的基本轮廓线,应用随机中点位移方法将多边形的每条边进行划分,将每条边的中点沿着与该边垂直的方向进行相应移位,其位移量的大小可以按照通常的中点位移法由高斯随机数发生器乘以一个尺度伸缩因子决定,每进行一次细分,多边形的边数就会增加了一倍,重复这一过程,但是在每一步中多边形细化后新产生的边所使用的随机数尺度伸缩因子应该减小。参数α在0和0.5之间,它决定了边线的粗糙程度,也即所得分形曲线的分形维数。

考虑按以上方法在513×513数量级的网格点分辨率下产生相应的云团轮廓,在图像中每一个像素都赋予一个高度值,通过判断这个像素的高度值来用不同的颜色表示,当像素高度值大于某个值的时候,赋予这些像素点橙红色,表示云层厚度比较大,像素高度值小于某个数值的时候,这些像素对应绿色,表示云层厚度比较小,而中间部分赋予用黄色来表示。可以通过改变分形中控制分形维数的参数α来对云团的轮廓线进行调节。

3 机载气象雷达成像仿真的实现

3.1 雷达显示余辉效果的实现

余辉显示作为雷达显示器的一种重要显示方式,可以使操作人员可得到额外的信息,获得对目标判读的依据,因此有必要在飞行训练模拟器中的机载气象雷达模块中加入余晖显示来提高逼真程度。在雷达屏幕成像扫描的过程中一些亮点不能立即消失而要保留一段时间称为余辉,像素亮点辉度值下降到原始像素亮点辉度值的10%所经过的时间称为余辉时间。某型飞机的飞行训练模拟器雷达显示器的扫描范围为120°,以机体为圆心扫描范围为半径将显示器平均分割成若干个面积大小相等的扇形,扇形数目越多每个扇形所占圆心角越小,当扇形数目足够多的时候即可认为雷达显示器被若干个等腰三角形所组成。

荧光亮度一次指数衰减曲线方程可用来表示,其中,I为余辉亮度,k为时间衰减常数,t为衰减时间。设计一个循环,根据循环的次数按一次指数衰减曲线方程公式来设置每个等腰三角形的填充颜色。假设余辉宽度涂层亮度的时间为a弧度余,辉涂层亮度的时间为tb,旋转时间间隔为△t,旋转的角度增量为△θ,那么根据一次衰减曲线方程,可以求出时间衰减常数k1、k2和雷达的扫描周期T分别为:

其中,n的小取决于划分的精度,α的取值则与余辉的大小成正比,而改变tb的取值则可以获得不同的余晖时间,△t、△θ的取值会影响扫描周期的大小。因此,应该针对具体情况对△t、△θ适度取值即实现的雷达显示器的余辉效果。本文采用OpenGL中的混合因子alpha来进行余晖的绘制,纹理融合是透明技术、数字合成和计算机绘图技术的核心,它是把两种以上的颜色分量按一定比例混合在一起,而这种比例的来源于alpha值,我们的方案中正是应用了alpha值来代替亮度,可以先把源混合因子设置为GL_ONE,把目标混合因子设置为GL_ZERO,并将第一幅图像绘制,然后,把源混合因子设置为GL_SRC_ALPHA,把目标混合因子设置为GL_ONE_MINUS_SRC_ALPHA并用0.5的alpha值显示第二幅图像,可以用alpha来代替亮度即,通过获得雷达显示器余晖最亮时候图片的RGB值可以得出此雷达余晖亮度的数学模型。通过假设模型飞行模拟器雷达余晖最亮是屏幕RGB值分别为多少,并将其转换成另一种HIS颜色模型:

然后利用这个计算出的alpha值去除以RGB单色最大值255就可以得到雷达扫描区域的透明度值,通过计算机合成就可以得到扫描后的目标余波效果。如图3所示。

3.2 机载气象雷达屏幕成像

真实的机载气象雷达探测气象目标是基于脉冲多普勒原理,先将不同的波段回波发送至云层探测云团中的降水粒子,雷达接收器接收降水粒子反射回来的回波信号,雷达探测大气中的云雨时,回波信息是由多个云雨粒子构成的,一般取一段时间平均回波,通过分析回波能量大小用相应颜色空间集合的形式显示到屏幕上,从而确定探测目标云层的面积、厚度、空间位置、移动和发展变化等信息。

通过对气象雷达探测云层过程的建模仿真,并根据探测回波的大小在计算机中将拟合出的云中厚度划分为三个强度区间,模拟探测到的云中降水粒子能量,建立基于RGB和HIS颜色空间模型,该型飞行器的气象雷达颜色分为三个级别,根据回波的强度分别用橙色、黄色和蓝色代表不同的云层的厚度。通过在VC++6.0下OpenGL编写程序,并经过模型转换、光照渲染、混合等生成具有真实感的飞行训练模拟器的雷达成像,如图4所示。

4 总结

本文提出了一种模拟机载气象雷达云层成像方法,使用该方法可以在虚拟现实环境下生成真实感较好的气象雷达屏幕成像,在一定程度上提高了飞行军事训练的效率。利用飞行训练模拟器计算机数据信息生成的云层图像,对真实环境进行可视化仿真研究,在探测航空气象以及预警方面具有十分重要的意义。通过调整参数可以实现生成各式各样的云层模型,基本满足了飞行训练模拟器对气象雷达成像仿真需求,为其提供了一个较为理想的试验场所。

机载三相整流电源综述篇6

当前单相整流电源的功率因数校正技术在电路和控制方面已经日趋成熟, 对于三相整流电源来说, 其大量的高次谐波对电网的污染更为严重, 它的功率因数校正技术也相对更为复杂。随着用电设备功率不断的增大, 三相整流电源已成为研究的难点与热点。本文给出了几种机载三相整流电源的实用电路与拓扑结构, 并对原理进行了介绍。

1 无源滤波方式的整流电源

这一方案电路如图1所示, 在整流器与滤波电容之间串联一个滤波电感。

其主要优点是:方案简单, 成本低, 可靠性高, EMI小。主要缺点是:尺寸、重量大, 工作性能和频率、负载变化及输入电压变化有关, 电感和电容之间充放电电流较大。采用该方式的电路一般能得到0.8～0.9的功率因数, 且高次谐波仍然难以抑制。

2 多脉冲整流电源

多脉冲整流电源是以二极管整流为基础的多脉冲整流技术, 通过移相变压器, 使多个变压器次级绕组输出依次移开一个相位角, 在带有负载时就会在一次侧产生不同相位的输入电流, 这些电流叠加后就会产生出接近正弦波的阶梯波总电流, 由此得到低电流谐波和高功率因数。多脉冲整流电源的优点在于:1) 该方案中使用的变压器、整流二极管均为可靠性高、过载能力强的元部件, 由此构造的系统具有高可靠性和较强的过载能力;2) 从工作原理来看, 在多脉冲整流的方案中, 其输入电流波形质量与输入电压频率关系不大, 只要合理设计磁性元部件, 便可将其应用于飞机变频交流用电场合。

2.1 隔离式十二脉冲整流方式

十二脉冲整流方式采用隔离式移相变压器整流电源, 实现电路的功率因数校正。该隔离式移相变压器初级输入为三相电源 (星型接法) , 次级输出分别为星型接法的三相电源与三角形接法的三相电源, 之后的整流电路采取的是两路电源并联的输出方式。如图2所示。

由于整流输出为两路并联的方式, 其均流的效果就显得尤为重要。如果不能很好的均流, 其中的一路将会承受较大的电流, 而导致该路电源的温升较高, 同时不同相位的电流的叠加效果将会变差, 影响整个电路的电流谐波与功率因数。这里采用的并联方式为依靠变压器内阻自动均流的方式, 该方式需要保持两路次级输出的一致性, 具体表现在空载时两路次级输出电压应该相差的越小越好。所以对变压器的绕制提出了一定的要求。在本文实验电路中绕制的隔离式变压器两路次级空载输出电压相差只有0.5V;在实验电路中, 得到3.69%的电流谐波失真度说明次级电流叠加的效果很明显, 这也反应了变压器次级输出的均流效果很不错。

在6000W功率电路中使用了十二脉冲整流电源, 得到0.985的功率因数, 大于92%的效率和3.69%的电流谐波失真度 (50%负载以上, 输入电压失真<2.5%) 。

十二脉冲整流电源电路简单可靠, 但使用隔离式移相变压器增大了系统的体积重量, 适合使用在飞机上体积重量要求不是非常严苛的场合。

2.2 自耦式十八脉冲整流方式

十八脉冲整流方式与十二脉冲整流方式最大的区别在于其相位更多, 前者通过变压器将输入三相115V变为9相电源, 如图3所示。

十八脉冲整流方式采用的是自耦式移相变压器, 通过变压器本身的功率为总功率的1/3, 所以其重量比十二脉冲的移相变压器能减少2/3;同时通过变压器的功率少了, 其发热也小了, 整个系统的效能也有很大的提高。在实验过程中也证明了这一点, 在实验电路中 (6000W) , 十八脉冲整流方式得到>0.982的功率因数, >97%的效率和5.4%的电流谐波失真度 (50%负载以上, 输入电压失真<2.5%) , 实验波形如图4所示。

由于相位变多了, 移相变压器的绕制是个难点, 各个绕组的相位必须做到误差很小, 否则不仅起不到抑制谐波的作用, 反而会引入干扰。十八脉冲整流电源既有多脉冲整流电源的优点, 同时大大减小了体积重量, 作为机载整流电源是一个不错的选择。

3 有源滤波整流电源

有源滤波整流电源APF (Active powerfilter) 是一种可以动态抑制谐波、补偿无功电流的新型电力电子装置, 它能对变化的谐波和无功电流进行补偿, 可以有效地消除谐波和无功电流, 从而提高电网的功率因数。有源电力滤波器APF大致可以分成并联型、串联型、通用电能质量调节器以及混合型滤波器等四类。

3.1 并联型APF

并联型APF可以视为一个与非线性负载并联的谐波和无功电流发生器, 它跟踪负载电流中的谐波和无功电流, 通过控制向电网注入一个与负载谐波和无功电流幅值相同、相位相反的合适电流, 来抵消非线性负载产生的谐波和无功电流。

如图5为并联型有源滤波整流电源示意图。目前并联型有源滤波器在技术上已较成熟, 它也是当前应用最为广泛的一种有源滤波器拓补结构。

以a相为例, 虚线框内为功率因数校正电路, 其a相网侧电流为ica, a相原整流负载电流为i La, 校正后a相源电流为ia, 则有ia=ica+iLa。当原整流电路滤波电感Lo足够大时, 三相整流输出电流Io近似为恒定直流, 因此i La为宽度120o的近似矩形波。通过电流检测, 并将i La分解为基波分量和谐波分量两部分, 控制电路控制校正电路向电网注入与i La谐波分量大小相等、方向相反的补偿电流ica。补偿后, 源电流ia接近正弦波, 从而消除非线性负荷i La对电网的影响。如图6所示。

并联型有源滤波整流电源相比于多脉冲整流电源, 其具有以下一些优势和特点:

1) 并联有源滤波器具有丰富的功能。对独立用户而言, 能够提供谐波、无功电流和不平衡补偿。

2) 不需要附加保护/隔离变压器或开关设备, 连接使用最为方便, 对非线性负载无任何影响, 保护容易。

3) 工作不受电网电压谐波和不对称因素的影响, 也不受电网阻抗的影响。

4) 具有模块化并联扩容潜力, 以提供大容量谐波补偿, 各模块可以设定为全谐波补偿或者是单次谐波补偿。

在6000W功率电路中, 并联型有源滤波整流电源能达到0.97的功率因数, >95%的效率和5.7%的电流谐波失真度 (50%负载以上, 输入电压失真<2.5%) , 实验波形如图7所示。

作为机载用电设备, 相比于十八脉冲整流电源, 并联型有源滤波整流电源的体积重量稍占优势, 但电路的控制与算法复杂, 器件繁多, 成本较高, 不过其良好的扩容能力以及丰富的功能使其具有很强的发展潜力。

3.2 串联型APF

串联型APF通过一个匹配变压器串联接入电网, 被控制成受控电压源, 跟踪电网电压中的谐波分量, 产生与之相反的谐波电压, 使负载侧电压为正弦。与并联型有源滤波器相比, 串联型有源滤波器损耗较大, 且各种保护电路也较复杂, 因此, 很少研究单独使用的串联型有源滤波器, 而大多数将它作为混合型有源滤波器的一部分予以研究。

3.3 混合型滤波器

混合型滤波器是在串联型有源滤波器的基础上使用一些大容量的无源LC滤波网络来承担消除低次谐波, 进行无功补偿的任务。而串联型有源滤波器只承担消除高次谐振及阻尼无源LC网络与线路阻抗产生的谐波谐振的任务。从而使串联型有源滤波器的电流、电压额定值大大减少 (功率容量可减少到负载容量的5%以下) , 降低了有源滤波器的成本。从经济角度而言, 这种结构形式在有源滤波方式中是一种值得推荐的方案。

4 有源功率因数校正整流电源

在整流器和负载之间接入一个DC-DC变换器, 称为功率因数校正变换器, 同时应用电流反馈技术, 使输入端的电流波形, 跟踪交流输入正弦电压波形, 可以使输入电流接近正弦, 从而使输入电流THD小于5%, 而输入端功率因数可提高到0.99或者更高。由于这种技术, 应用了有源功率器件和反馈技术, 使输入电流波形从窄脉冲状改变成接近正弦, 提高了输入功率因数, 故称为有源功率因数校正技术 (Active pow e rfactorcorre ction, APFC) 。

就电路结构而言, 三相APFC整流器有以下几种基本形式:三相单开关DCM BOOST整流器、三相CCM BOOST整流器、三相三电平BOOST整流器、三相CCMBUCK整流器。

这些电路的主要优点是:

1) 可获得较高的功率因数, 如0.97～0.99, 甚至接近1;

2) 电网电流THD小;

3) 体积重量小;

4) 在调节输入电流波形时, 利用电压反馈技术, 可保持输出电压基本恒定。

主要缺点是:电路复杂, MTBF下降, 成本高, EMI高, 效率也有所降低。

同时, 对于机载整流电源来说, 由于有源功率因数校正整流电源在整流器和负载之间接入一个DC-DC变换器, 无论是上面说的BOOST或是BUCK变换器, 它都改变了原有整流器输出的270V电压, 这将影响到整流电源后的DC/DC变换电路的形式与结构, 会大大的提高成本。

5 结语

对于机载用电设备的设计和选用, 不能单单从一方面来考虑, 必须对其电路形式、电路性能、应用环境、可靠性、结构重量等多方面进行考量。对于本文介绍的几种机载整流电源的实用电路, 都有它们的优缺点, 具体表现如表4所示。

在实际应用中, 应该结合本身电路的需要和应用环境的需要, 对整流电源进行选择, 以达到电路性能好、可靠性高以及经济实用的目的。

参考文献

[1]Abraham I.Pressman, 王志强等译.开关电源设计.第二版.电子工业出版社, 2005.

[2]Keith billings, 张占松等译.开关电源手册.第二版.人民邮电出版社, 2006.

[3]邢岩, 蔡宣三.高频功率开关变换技术.第一版.机械工业出版社, 2005.

民用机载软件工具的鉴定篇7

民用航空电子系统的机载软件在提高开发效率和保证安全性这两方面有着非常严格的要求。为了解决机载软件开发验证过程中大量重复性、易出错且花费高的问题, 各种软件工具不断地被应用于机载软件的开发、验证中。这些工具的应用, 大大减少了重复性的劳动。但是, 工具本身的错误可能会对软件功能有负面影响, 为了避免这种风险, 需要对机载软件工具的进行鉴定。

1 DO-178 简介

国际航空无线电委员会 (Requirements and TechnicalConcepts for Aviation, RTCA) 针对民用航空电子系统的软件开发制定了DO-178标准。旨在确保开发的软件在功能上正确, 在安全上可信, 并能满足适航要求。DO-178基于在系统安全性评估过程中确定的软件对潜在失效条件的影响将软件划分为A、B、C、D、E五个等级, Level A是最严格的, 等级越高所付出的成本越高。DO-178C是针对管理现代航空电子设备所必需的大量扩增的软件而定制的。DO-178C定义了71个目标 (即针对每个需求的文档和测试) 来满足不同的软件信任等级。软件等级A要满足71个目标 (含30个需要独立的目标) 。

DO-178C继承了DO-178B的核心文件, 原则和过程, 同时增加高层次建模的支持, 面向对象编程和形式化方法, 强调从模型到可执行代码以及反向的双向可追溯性。DO-178C消除一些DO-178B中的二义性, 引入补充标准DO-330, 以证明用于建模, 面向对象编程和形式化方法的工具的资格和能力。DO-178C引入的前向和后向的追踪, 对于设计人员来说这会使利用这些先进技术的软件开发的验证过程变得更容易, 从而达到所需的安全苛刻软件的水平。

2 DO-178B 对软件工具鉴定的要求

按照DO-178B的要求:“如果过程由工具自动实现或者替代, 那么需要对工具进行鉴定”, 也就是说软件工具的等级要和所开发的机载软件等级保持一致。

2.1 机载软件工具分类

DO-178B的12.2章节中根据是否在机载软件中引入错误, 将机载软件工具分为开发工具和验证工具两类[1]。

(1) 开发工具:输出的是机载软件的一部分, 创建或修改机载软件的生命周期数据 (如需求、设计、代码等) 。软件开发工具如编译器、调试器和仿真器;

(2) 验证工具:验证工具通常用来表明软件生命周期数据的正确性、一致性和兼容性, 不对软件的生命周期数据进行修改, 因此不会向机载软件引入错误, 但是有可能检测不到软件中已经存在的错误。软件验证工具如源代码分析工具、软件测试工具。

2.2 机载软件工具鉴定的准则

在开发机载软件项目之初, 首先要确定的就是软件工具是否需要鉴定。一般需要考虑三方面的问题:

(1) 工具是否会在机载软件中引入错误或检测不到存在的错误;

(2) 工具的输出是否不再经过进一步验证或人工评审;

(3) 工具的输出是否被用来表明满足DO-178B附录A的任一目标。

如果以上三个问题的回答都是肯定的, 则该工具需要进行工具鉴定, 否则不需要。机载软件项目中所使用的工具列表以及是否需要鉴定的声明 (即对以上三个问题的回答) 应该包含在机载软件合格审定计划中。

DO-178B规定, 开发工具的目标应与使用工具的机载软件的目标相同, 即分配给开发工具的软件级别应与其开发的机载软件相同。同时, 由于开发工具可能会向机载软件中引入错误, 所以必须进行鲁棒测试。验证工具不会向软件引入错误, 只可能检测不到存在的错误。因此, 只要验证是在正常条件下进行的, 工具的输出就符合操作需求。如果要使用先前项目的工具鉴定结论作为其鉴定结论, 则必须证明两个项目中工具的使用环境和限制是完全相同的[4]。

2.3 机载软件工具鉴定的数据要求

软件开发工具要满足的目标应与用其开发的机载软件应达到的目标相同, 因此产生了DO-178B规定的20类生命周期资料。其中, 工具鉴定计划 (Tool Qualification Plan, TQP) 和工具完结综述 (Tool Accomplishment Summary, TAS) 提交适航当局批准, 其他开发和验证数据供局方审查时检查。同时, 机载软件的合格审定计划 ( PSAC ) 和完结综述 ( SoftwareAccomplishment Summary, SAS) 应分别索引至TQP和TAS。对于验证工具来说, TQP的内容可以包含在机载软件的合格审定计划中, TAS的内容可以包含在机载软件的完结综述中。工具操作需求、测试用例、规程和结果供局方审查时检查。但是, FAA推荐验证工具也要编制独立的TQP和TAS, 便于今后项目复用工具的鉴定结论。开发工具和验证工具的鉴定数据都要纳入软件构型控制体系。其中, 开发工具的鉴定数据应按照控制类别1 (Control Category 1, CC1) 进行控制, 验证工具的鉴定数据应按照CC2进行控制。

3 DO-178C 对软件工具鉴定的要求

DO-178C中, 由于有了独立的补充文档DO-330, 所以对第12章的改动比较大。DO-178C对工具鉴定的指南的变动是最大的。但这些变动其实并不违背原来DO-178B所述的内容。它把工具鉴定的级别分成了五级, 即TQL-1到TQL-5。TQL-1是对工具鉴定要求最高的级别, 相当于DO-178B中所述的用于A级软件的开发工具的鉴定。而TQL-5则是鉴定级别最低的, 相当于DO-178B中所述的用于C级或D级软件的验证工具的鉴定。所以真正的差异在于, 当一个验证工具用于A级或B级软件时, 如果该验证工具出错带来的危害可能比较严重的时候, 需要对验证工具的鉴定提高要求, 达到TQL-4。把工具鉴定分成五级后,

DO-178C的专家组专门为工具的鉴定写了一个补充文档DO-330。

DO-178C标准在修订时专门设立了工具鉴定工作组来研究相关对策。修订的DO-178C标准按照以下三条准则将工具鉴定的软件等级划分为5级[2] (见表1) :

(1) 准则1, 工具的输出是软件产品的一部分, 并且有可能会向软件产品中引入错误;

(2) 准则2, 工具使验证流程自动化, 并有可能漏检错误其输出用以证明验证流程中没有被自动化的部分的省略以及可能影响最终软件产品的开发流程步骤的省略;

(3) 准则3, 在其预计的使用范围内可能会漏检错误。

4 DO-330 对软件工具的鉴定具体要求

4.1 软件工具生命周期进程

DO-330专门针对软件工具鉴定作了详细的说明和定义, 定义了工具生命周期进程。工具生命周期进程包含了三个大进程, 也即工具计划进程、工具开发进程、工具综合进程[3]。计划进程先行, 其它二个进程并行。工具开发进程又包含了四个小进程, 也即工具需求进程、工具设计进程、工具编码进程、工具集成进程。工具综合进程也包含了四个小进程, 也即工具验证进程、工具配置管理进程、工具质量保证进程、审定联络进程。此外, 工具生命周期进程还包括工具鉴定数据和工具鉴定的其它考虑。

4.2 工具生命周期进程的输出数据

工具计划进程的目的是制定5个计划和3个标准, 用以指导工具开发进程和工具综合进程的工作开展。5个计划是工具鉴定计划、工具开发计划、工具验证计划、工具配置管理计划、工具质量保证计划。3个标准是工具需求标准、工具设计标准、工具编码标准。

4.3 对之前鉴定过工具的重新使用

之前鉴定过的工具能否重新使用在新的项目中不需要重新鉴定, 有一个评估过程。工具能否被重新使用, 需要满足以下: 鉴定过的工具在之前项目中使用被局方批准;重新使用的工具的等级等于或低于之前的鉴定等级;被重新使用的工具的生命周期数据没有发生变化;工具的操作环境等同于之前鉴定的; 工具的操作需求和之前鉴定的一样;

f.申请者获取批准的工具鉴定数据;

g.申请者保证被鉴定数据支持的工具版本一样。

如果有任何一条没有满足, 那么需要对工具操作环境或工具本身的变化作出分析。如果上述都满足, 那么对工具重新使用的目的和规则需要在PSAC或TQP中说明并提交给局方。

DO-330对商业成品软件的鉴定也作了详细规定。

5 总结展望

本文简介了DO-178, 并介绍了标准中对机载软件工具的鉴定准则和数据要求。从DO-178标准的修订来看, 适航审查方对工具鉴定的要求趋于规范并将更加严格。对申请人来说, 工具的成本、鉴定工作量以及将来对该工具的复用都必须被考虑到。因此, 确定工具的鉴定状态并按型号合格证申请时现行有效的标准完成对工具的鉴定, 对申请者将会是一个新的挑战。

参考文献

[1]DO-178B, Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification.RTCA/EUROCAE, 1992.

[2]DO-178C, Software Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification.RTCA December 13, 2011.

[3]DO-330, Software Tool Qualification Considerations.RTCA December 13, 2011.

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