某型APU全权限数字电子控制系统设计及试车验证

某型直升机辅助动力装置(APU)原采用机械液压式控制系统(HMC)。因机械液压控制系统结构复杂不易修改且难以实现先进控制算法等原因而该型APU又面临着性能提升等方面的需求,迫切需要对现有的控制系统进行数控改型。在对原控制系统控制律及其与数控系统差异分析的基础上,对数控系统所涉及的总体结构、控制规律、电动燃油供油系统等关键技术重新进行了设计,并最终实现了该型APU的全权限数字电子控制系统(FADEC)。通过台架试车,验证了该FADEC系统功能、性能及其关键技术。试车结果表明,相比原有的机械液压控制系统,所设计的FADEC不仅扩展了APU原控制系统的控制功能,同时也更加有效地发挥了APU的性能。

航空发动机全权限数控系统研究和试飞验证

以某型发动机为控制对象,研究航空发动机全权限数字电子控制系统(FADEC)。对数控系统的总体结构、控制规律、故障诊断及余度设计、电子控制器、液压机械装置、控制软件开发等关键技术分别进行了讨论。通过试飞,验证了该数控系统功能和性能及其关键技术。试飞结果表明,使用全权限数字电子控制系统取代传统的液压机械调节器不仅扩展了发动机控制系统的控制功能,同时也更有效地发挥了航空发动机的性能,改善了发动机的操纵性、维护性和可靠性。

一种应用于航空发动机全权限数字电子控制系统的解算器处理技术

针对航空发动机全权限数字电子控制(FADEC)系统中解算器信号处理电路存在精度低、温漂大、响应慢、判象困难等缺点,提出一种基于现场可编程门阵列(FPGA)的解算器处理技术,采用DDS激励、模拟积分器、象限判断器等实现信号的调制解调,采集误差不超过0.208‰,温漂不大于0.1‰,谐波干扰影响仅为0.03‰,响应速度达到两个周期以内,克服了激励和反馈相位差的影响,实现了四象限判断。

高推重比发动机全权限数字电子控制系统研究和半物理仿真试验验证

以第4代战斗机的动力装置——高推重比发动机为控制对象,攻克了多项全权限数控系统的关键技术,完成了高推重比发动机数控系统总体方案设计和多变量控制技术的工程化研究,适合多变量控制、轻质量、小体积的电子控制器和轻质量、小体积的机械液压装置的研制,以及高推重比发动机全权限数控系统的半物理仿真试验。

辅助动力装置全权限数控系统研究及试车验证

某型直升机辅助动力装置(APU)原采用的机械液压式控制系统结构复杂、不易修改且难以实现复杂的控制算法。随着技术的发展,迫切需要进行数字电子式控制系统的改型。针对此APU控制系统的数控改型问题,设计了全权限数字电子控制系统(FADEC),并对涉及的总体结构、控制规律、电动燃油供油系统等关键技术分别进行了研究。通过台架试车,验证了该FADEC系统功能、性能及其关键技术。试车结果表明,FADEC与原有的机械液压控制系统相比不仅扩展了APU控制系统的控制功能,而且更加有效地发挥了APU的性能。

航空发动机全权限数控系统飞行演示试验及分析

航空发动机全权限数字电子控制系统飞行演示验证的成功标志着我国在航空发动机控制领域取得了重大技术突破。本文针对首次进行的航空发动机全权限数字电子控制系统验证试飞,简述了试验的目的、内容、方法,并根据试验结果及分析给出了试飞结论。最后,本文还对航空发动机全权限数字电子控制系统的发展和要解决的技术予以了展望。

航空发动机全权限数字电子控制系统研究

近年来,我国航空工业取得了突飞猛进的发展,特别在航空发动机控制领域成果频出,进一步促进了我国航空工业的发展。全权限航空发动机数字电子控制技术作为发动机的新型控制技术,有效地提高了发动机的控制性能,改善了发动机的操纵性与可靠性,充分发挥出了发动机的性能,得到了许多国家的重视和研究,已经得到了一定规模的应用,具有较为广阔的发展空间。本文主要针对航空发动机全权限数字电子控制系统进行简要的分析与研究,并对其进行简要的阐述。

全权限数字电子控制器雷电试验方法研究

在分析机载设备雷电感应敏感度试验相关标准的基础上,对全权限数字电子控制器雷电间接效应试验方法进行研究。对雷电间接效应耦合方式进行了分类,并以某型全权限数字电子控制器为例,介绍了数字电子控制器雷电感应瞬态敏感度试验波形组、试验电平选择方法及试验过程。并对空客和波音公司机载设备雷电感应瞬态敏感度试验方法做了初步介绍。研究成果可供制定机载设备雷电防护要求及试验方案时参考。

航空发动机全权限数字式电子控制系统在中国的发展与展望

简要回顾了国内外航空发动机控制系统的发展,重点介绍了中国正在研制的全权限数字式电子控制(FADEC)系统的结构和功能;从风险分析、关键技术和解决途径3个方面对FADEC系统在中国的发展进行了展望.

航空发动机全权限数字电子控制系统概述

随着经济的不断发展和综合国力的不断提高,我国航空事业取得了突飞猛进的发展,航空发动机控制技术作为航空事业的一项关键技术,也有了很大程度的提高。航空发动机全权限数字电子控制系统是一种新型发动机控制系统,该系统能够提高航空发动机的安全性与可靠性,并充分发掘航空发动机性能,应在航天事业中予以推广和使用。本文就航空发动机全权限数字电子控制系统进行详细探讨,以期为航空发动机全权限数字电子控制系统建设提供理论支持。

我国首架无人直升机全权限自主试飞成功

由河南鹤翔航空技术有限公司研发的我国首架全称为“WD100型”无人直升机全权限自主试飞获得圆满成功．标志着我国在此领域的技术已跻身世界先进行列。

设置管理员安全权限 最好使用Everyone组

虽然每个系统管理员可以根据各自的需求设置权限，但最好使用Everyone组．而不要只使用IUSR_MACHINE帐户。实际上，如果只为IUSR_MACHINE帐户添加权限，ASP和ASP．NET将无法运行。如果使用Everyone组．当Web站点对匿名用户和经过身份验证的用户都有高、中或低的保护级别设置时，ASP能够正常运行。

航空发动机全权限数控系统研究及试验验证

以某型发动机为控制对象，研究发动机全权限数字电子控制（FADEC）。对数控系统的组成、故障诊断及余度设计、电子控制器、液压执行机构、控制软件开发等关键技术分别进行了介绍。经试验结果表明，使用全权限数字电子控制有效地发挥了航空发动机的性能，改善了发动机的操纵性，维护性和可靠性。

全权限数字式电子控制器在涡轮轴发动机上的应用

全权限数字式电子控制器能使涡轮轴发动机有效和安全地工作。文章简述了全权限数字式电子控制器的优点，综述了典型涡轮轴发动机的全权限数字式控制器的功能和工作原理。

基于故障树-蒙特卡罗模拟的航空发动机控制系统适航审定安全性分析方法

为航空发动机控制系统(FADEC系统)初始适航审定安全性分析提供一种方法.通过将FADEC系统出现故障导致发动机LOTC事件作为系统的失效状态,分析FADEC系统导致LOTC事件的系统单元,建立FADEC系统单元之间的可靠性模型,求出系统失效状态的最小割集,然后在时域内模拟系统状态的随机游走;通过计算机仿真来实现利用蒙特卡罗模拟对系统状态之间的转移时间和转移结果进行抽样来得到大量具体的系统状态,系统失效的概率用抽样得到的系统失效的频率来估计。计算单元修复率为1次/h、0. 8次/h和0. 5次/h三种情况下的FADEC系统瞬时LOTC率和平均LOTC率。结果表明单元修复率为0. 5次/h FADEC系统不满足适航要求的平均LOTC率水平,但其他情况均可以满足要求。可见该方法计算得到的保留故障要求与航空器MMEL适航文件一致。

基于STPA的FADEC系统TLD安全性方法研究

为有效满足民航对于安全性和经济性的综合需求,运用全权限数字电子式系统冗余架构故障的限时派遣决策技术,通过梳理限时派遣分析应用的安全性方法,明确了系统理论分析的限时派遣安全性要素,发展了系统理论分析法辅助进行系统危险性评估方法,并通过建立安全性分析流程对限时派遣分析作出解释。结果表明该方法可以在传统安全性方法上对航空发动机型号适航评估提供系统性参考,也可以为判断故障对发动机LOTC事件的影响等级做出参考。

基于总线功能模型的全系统FPGA验证环境设计

为了解决发动机控制领域中可编程门阵列设计复杂性日益增长而导致的验证困难问题,提出了1种FPGA的全系统验证方案,用以实现全面高效的功能验证。根据控制系统设计方案,对照控制器电路结构进行验证平台的搭建,通过基于总线功能模型的方法对系统中FPGA所控制的外设进行建模,并在验证平台中进行与电路完全一致的连接。按照系统测试计划编制测试用例对全系统进行模拟仿真。测试结果表明:全系统FPGA的验证能够模拟控制器实际运行状态,提升了验证层次与效率,对发动机数控系统的设计质量提升有显著作用。

基于运行成本优化的FADEC系统TLD分析

为了降低飞机限时派遣(TLD)的运行成本,提出了全权限数字式电子控制(FADEC)系统TLD分析的运行成本优化方法。构建了TLD分析的典型马尔可夫模型,推导了该模型各状态稳态频度公式,从而建立了系统单位时间运行成本与派遣时间间隔的函数关系,并以此作为运行成本优化的目标函数;推导了发动机控制系统平均安全性水平表达式,建立了平均安全性水平对派遣时间间隔的约束。针对FADEC系统建立了3种不同的形式的系统单位时间运行成本函数模型,并提出了相应的派遣间隔决策建议。结果表明:应用基于成本优化的FADEC系统TLD分析方法进行带故障派遣决策,能够在满足安全性要求的情况下,降低飞机运行成本。

航空发动机FADEC闪电防护部件检查间隔分析

为确定航空发动机全权限数字电子控制(FADEC)闪电防护部件检查间隔,以限时派遣分析方法为基础,分别在2种典型FADEC构型的马尔可夫模型中引入闪电防护部件失效状态。通过对模型稳态解的计算推导,形成推力控制丧失概率与闪电防护部件检查间隔的函数。以某型发动机FADEC失效数据为例,呈现了闪电防护部件检查间隔分析过程。结果表明:若闪电防护部件失效率足够低,2种构型的闪电防护部件失效对推力控制丧失概率的贡献均不超过2%,不需要单独制定闪电防护部件的检查计划,防护功能的检查可与被保护单元的修理合并;若闪电防护部件失效率高于被保护单元失效率的1/10,闪电防护部件失效对推力控制丧失概率的贡献可能超过20%,则有必要对闪电防护部件制定专门的检查计划。

某型发动机数控系统的相似参数自适应控制

针对航空发动机在全飞行包线非线性和时变的特点,提出了参数自适应PID控制器设计方法,研究了用最小二乘法和相似参数法两种参数估计器进行在线参数辨识和参数整定的问题。通过与发动机线性模型和部件级非线性模型的仿真,对两种控制算法进行了比较,确定了相似参数法自适应PID控制器具有稳定性好,计算简单,适用于全包线等优点。将相似参数法自适应PID控制器用于某型航空发动机全权限数控系统,通过试车和试飞,验证了该方法的优点。