机载电子产品

机载电子产品（精选十篇）

机载电子产品 篇1

关键词：机载电子产品,伺服系统,速度环,位置环,稳定系统

机载电子产品伺服控制系统是机载电子产品的重要组成部分, 它通过与电子产品数据处理机之间的交联接口进行了电子产品状态和角度信息的数据交换, 根据电子产品的控制命令, 驱动天线以不同的速度在不同的范围内进行搜索, 以及根据电子产品天线与目标之间的角误差信号, 控制天线跟踪目标, 同时通过合理设计的天线控制系统稳定回路, 实时隔离载体的扰动等不良因素对电子产品角度搜索及跟踪的影响, 并且将电子产品天线方位角和俯仰角以及其他数据通过双口实时传送给数据处理机。

1 伺服控制系统对外交联关系

伺服控制系统对外交联图如图1所示。

伺服控制系统是电子产品伺服系统的控制核心, 它控制伺服系统实现对目标的捕获、跟踪, 完成控制信息的接收和测量数据的传送。

伺服控制器由天控控制模块和天控接口模块组成, 其中天控控制模块是一块Power PC8265处理器计算机模板。采用嵌入式实时操作系统Vxworks开发。

伺服控制器内固化了丰富的控制软件, 包括角度编码、数据采集、控制算法、数据通信等功能模块。控制软件使用C语言编程, 编译后进行固化。

天控接口模块包含了旋转变压器、角度编码器、天线角度编码、A/D采样、D/A输出等器件。旋转变压器在角度编码器产生的激励信号的作用下, 形成关于天线角度值的正弦波, 利用A/D采样将它转换成数字量, 通过数据总线传送给天控控制模块。天控控制模块产生的控制电压数字量通过天控接口模块中的D/A器件转换成模拟量, 输出到电机驱动电路, 驱动天线运动。

电机驱动电路的核心是直流PWM功率放大器, 它给电机提供大功率的可控电源, 并和电机一起构成电流环路。

方位、俯仰轴角度传感器 (旋转变压器) 输出模拟的天线位置信号, 经过天控接口模块上的专用数模转换电路变换成数字信号提供给控制器软件, 以实现各种控制算法的需求, 和对目标位置的测量, 同时也可据此实现天线的限位保护。

角速率陀螺向控制器提供因载体姿态变化产生的天线横向轴、俯仰轴相对空间坐标系的转动角速率, 控制器据此实现电子产品对载体扰动的隔离, 以提高跟踪精度。

信号处理机输出误差角度数据, 伺服控制依据误差电压实现单脉冲跟踪。

2 稳定系统

对于安装在运动载体上的电子产品系统, 必然要受到载体运动的影响, 为了减少载体运动对电子产品跟踪的影响, 提高电子产品的跟踪精度, 稳定系统是必不可少的技术措施。稳定系统有多种方案, 本系统选择用速率陀螺隔离载体姿态的扰动, 在电子产品的俯仰轴和横向轴上各同轴安装一只速率陀螺, 对天线的方位轴、俯仰轴进行闭环补偿。一般说来速度环路是电子产品伺服系统不可缺少的内环, 如果直接用陀螺环代替载体座标系的速度环, 既展宽了陀螺环的带宽, 使隔离效果有了很大改善, 同时对提高电子产品伺服性能也非常重要, 达到了既闭合速度环路、又隔离载体扰动的双重目的。

扰动量分析。图2、图3分别是俯仰陀螺环和方位陀螺环控制原理框图。

3 位置环路设计

位置环是指通过安装在天线轴上的旋转变压器实现的闭环控制环路, 主要用于搜索、引导等工作方式, 位置控制环路数字化实现, 调节器就是一组算法, 设计方法是在S域进行模拟设计, 然后通过双线性变换转换到Z域去, 变成一组差份方程。

位置环的控制对象就是速度环, 位置调节器设计为PI调节器, 其简化控制原理框图如图4所示。

注:k:位置调节器增益, τ:位置调节器时常数, Kv:速度环环增益, Tv:速度环等效时常数。

4 速度环路设计

在电子产品伺服系统设计中, 位置环路的内环路一般都是速度环, 而速度环路是通过安装在电机轴上的测速机实现负反馈闭环的。在本系统的机械结构硬件设计方案中, 没有配置测速机, 所以, 不能直接构成速度控制回路, 这对于位置环路的性能是有影响的, 为了弥补这一不足, 采用了对位置信号微分获得速度信号实现速度负反馈的方法, 速度环的控制对象是电流环、伺服电机、天线座架直到角度编码器。与陀螺环的控制对象非常相似, 只是用编码器的微分输出信号代替了陀螺的输出信号, 速度环原理框图如图5所示。

注:Ki:电流环等效闭环增益, Ti:电流环等效闭环时常数, Km:电机力矩系数, Jm:电机转动惯量, Ja:天线转动惯量, N:天线传动链传动速比, k和τ是待设计的PI调节器参数, 分别是增益和时常数。

5 自跟踪环路设计

自跟踪环路是通过无线电波实现空间闭环的控制环路, 是由误差驱动的位置环路。主要用于对目标的自动跟踪。位置环路是由指令驱动的, 两种环路本质上是相同的, 只是误差的获取方法不同。

与位置控制环路相同, 跟踪环路也是数字化实现, 调节器也是一组算法, 设计方法同样先在S域进行模拟设计, 然后通过双线性变换转换到Z域去, 变成一组差份方程。

跟踪环路先由陀螺反馈构成空间速度环作为内环路, 位置调节器设计为PI调节器, 构成二阶无静差系统, 其简化控制原理框图如图6所示。

注:k:位置调节器增益, τ:位置调节器微分时常数, Kt:陀螺环增益, Tt:陀螺环等效时常数, Kd:角误差解调器灵敏度系数。

6 空域稳定

空域稳定是指在搜索扫描模式时, 无论载体姿态怎样变化, 都保持被搜索空域在大地坐标系内相对稳定, 不随载体姿态变化而变化;同时搜索速度也是大地坐标系的速度。实现这一功能的方法是利用载体提供的姿态信息, 采用特殊的控制算法, 隔离载体扰动对搜索空域和搜索速度的影响。其基本原理是:伺服系统接收到搜索指令后, 首先引导天线到达给定的搜索中心位置 (载体坐标系) , 根据该位置和当时的姿态信息, 计算出天线的当前大地指向即在大地坐标系内被搜索空域的中心, 然后根据给定的搜索速度 (大地坐标系内) , 计算天线的大地指向位置指令, 再根据载体姿态信息把大地指向位置指令转换成载体指向位置指令, 并引导天线到达该位置。显然, 由于载体姿态一直在变化, 所以, 天线的实际速度不是匀速的, 被搜索空域在载体坐标系内也是变化的。

任意时刻空域位置的确定:

式中:T0———采样周期,

V———空域搜索速度,

Adk———当前搜索位置的大地方位角,

Ad (k-1) ———上一周期搜索位置的大地方位角,

Edk———当前搜索位置的大地俯仰角,

Ed0———中控机送来的搜索空域中心。

计算当前天线的方位角As、俯仰角Es。

根据计算出的AdkEdk和当前的姿态角ψφθ, 通过以下方程计算出As、Es。

判断是否到达搜索边界, 如果到达边界, 改变搜索方向。

在实际操作中, 设置必要的加减速范围, 否则由加减速引起的位置将会超出天线的运动边界, 产生不安全因素。解决这个问题的办法是在天线允许的范围内适当减小匀速搜索范围, 尽量缩小加减速时间。另一个问题是载体不可能保持理想情况下的平稳飞行, 为了保持空域稳定, 天线有可能超过天线所允许的转动范围。

鉴于上述理由, 采取的控制策略是, 在保证空域稳定的前提下, 连续计算天线当前位置到达限位边界的角度和加减速所需要的角度, 尽量扩大匀速搜索范围, 特殊情况下, 由于载体姿态的影响和天线运动范围的限制, 如果搜索范围超过了天线的运动范围, 那么搜索到天线限位位置为止, 再向相反的方向搜索, 以保证天线安全运行。

7 伺服系统的功能需求

伺服控制软件是机载电子产品信/数处理机的一部分, 主要实现对天线运动状态的控制与转换, 同时根据信号处理机发送的跟踪信息对指定目标进行实时跟踪。伺服控制系统的功能包括4个模块:自检功能、引导功能、扫描功能、自跟踪功能。

7.1 自检功能

电子产品上电后, 首先进行上电自检, 在随后的程序执行的同时进行周期自检, 然后根据DCSS的指令, 可以单独执行启动自检、维护自检。自检功能主要对硬件进行检测, 最后将检查结果通过重频中断程序, 利用双口, 送给数据处理机。对硬件资源的检测包括:CPU、RAM、DPRAM、FLASH、辅助时钟、RS-422串口、中断、离散量等。

7.2 引导功能

伺服控制系统接收到引导角度指令后, 驱动天线定位在这个角度。但在机载模式下, 需要隔离载机的姿态角, 进行坐标变换, 使天线始终指向一个相对固定的角度上。

伺服控制系统将引导角度和天线实际角度的差值送入伺服校正网络, 即方位和俯仰方向上位置环和速度环的PI调节器以及限幅器, 输出的调节电压值送到天控接口板, 经D/A转换后送到电机驱动模块的电流环, 驱动电机运转, 从而带动天线运动到指定角度。这是一个时间为5ms的执行周期, 天线将在循环执行周期中逐渐到达指定位置。

7.3 扫描功能

伺服控制系统接收到发送的扇扫指令后, 在载机坐标系下控制天线进行相应角度和速度的扇形扫描。

首先, 接收天线扇扫中心和扇扫范围, 惯导系统送出的载机横滚角和载机俯仰角及载机真航向角;其次进行空域稳定计算, 将每个程序执行周期中大地坐标系下的运动角度, 转换成载机坐标系下对应的角度值, 控制天线在载机坐标下进行扇扫。并对应不同的扫描速度在扫描边界设置了不同的减速范围和减速系数, 防止天线在某些载机状态下运动时受到损伤。最后输出天线的实时角度值和正反扫标志。

7.4 跟踪功能

伺服控制系统在信号处理机输出跟踪指令后控制天线进入跟踪状态, 接收信号处理送出的角误差数据, 角误差数据经过伺服系统的校正网络后, 产生驱动电压, 驱动天线逐渐接近目标, 达到跟踪的目的。

进入跟踪后, 首先根据目标角度信息控制天线进行范围为3°, 速度为10°/s的扇扫。然后根据不同的跟踪指令, 天线进行不同的运动。

当收到捕获指令时, 伺服系统将数据处理机发送来的目标的方位俯仰角度进行反空域稳定运算, 即将载机坐标系的角度值转换成大地坐标系的角度值, 然后接收此时的飞机姿态角度值, 将转换的角度值利用飞机的实时飞机姿态角度, 经过空域稳定计算, 算出在此时的飞机状态下天线对准目标应该定位的角度。

当收到自动跟踪指令时, 接收以RS422格式传送的陀螺数据, 计算出天线的运动速度, 并对它进行了α滤波 (见公式3) , 角误差数据通过校正网络输出的调节电压控制天线跟随目标做相应的运动。

当收到记忆跟踪时, 伺服系统首先记忆此时目标丢失的角度值, 经过反空域稳定和空域稳定的两次运算, 使天线始终定位在目标丢失时天线的相对位置上。直到重新收到自动跟踪指令, 进入自动跟踪状态。当收到释放指令时, 天线将退出跟踪功能状态, 进入扫描功能状态。

8 结论

根据前述的设计方法, 运用于某机载电子产品伺服系统的研制中。经过仿真模拟以及真实的试验验证证明, 伺服系统能够实现稳定跟踪, 精确定位, 满足了机载电子产品对伺服系统的指标要求。

参考文献

[1]季友善.自动控制原理[M].北京:国防工业出版社, 1980.

[2]秦继荣.现代直流伺服控制技术及其系统设计[M].北京:机械工业出版社, 1993.

航空电子机载通信技术论文 篇2

1.1集成精度的约束

在发展航空电子机载通讯技术的时候，需要使用各种集成电子技术，将许许多多的电子信息技术连接起来，所以这将是进行系统设计中的一个重要问题。线路集成问题已经从最初的数据线与开关产量之间的关系转变为调节光线数据总线中的数据控制方面的复杂性问题。所以对所使用到的软件的要求越来越高，对所使用的芯片集成度也要求的越来越高。航空电子通讯设备的集成度发展到今天已经有了很大的进步，飞机工程师已经能够熟练的解决各种集成问题。

1.2物理环境方面的约束

航空电子机载通讯技术中所包含的各种功能和用途的设备会在各种不同物理环境中进行使用，而且对各种系统的健壮程度的要求也不同，但是他们必须达到能够正常工作的状态，而且需要注意的是，不管是因为什么类型的通讯系统的设备都需要通过特定的环境测试。在进行具体的测试的过程中，可以对某一系统的使用在各种环境中进行测试，同时也可以对某一飞机零件进行测试，比如说防水性能、盐水喷射性能等等。但是测试之前要先评估其适用程度。

1.3系统安全性和质量方面的约束

机载电子产品 篇3

摘 要： 机载电设备涉及多种信号和信号处理方法，理解这些信号和信号处理方法是掌握其工作原理的基础。在机载电子设备教学中，为了直观地表现信号处理的原理，提出机载电子设备的信号可视化教学方法，从时域、频域、时频域和统计域分别描述信号的不同特征，使复杂的信号特征直观化，便于学生理解信号内涵，从而更好地掌握学习内容。

关键词： 信号可视化 机载电子

随着无线电装备的大量应用，民航飞机上装备了各种仪表和仪器。如何理解这些仪器仪表的工作原理，是航空电子工程师的重要任务。在航空电子设备的维护过程中，电子信号始终贯穿于各项工作中。而电子信号的样式有成千上万，理解这些信号成为电子工程师的难点，抓住信号的特征是掌握信号处理原理的根本。通过大量教学内容，我们归纳出信号具有的基本特征可以从四个方面描述：时域、频域、时频域和统计域。本文给出从这四个方面表现信号的方法，并以计算机仿真的形式，给出进行信号可视化的基本方法。

一、信号四个方面的特征

信号的种类有很多，导致信号具有不同特征。根据教学发现，信号的特征可以从时域、频域、时频域和统计域四个方面进行描述，下面分别介绍这四个方面特征。

1.时域特征

时域就是信号的幅度或者功率随着时间的变化情况。有的信号变化快，如各种电子噪声，有的信号变化慢，如电子传感器测量到的气温等。时域特征是信号的基本特征。时域特征的表现形式就是我们常说的波形。

2.频域特征

自从出现了傅里叶变换后，信号的频域特征更为人们所关注。信号的频域特征就是信号在频率域的分布情况。由于时域与频域是完全对应的，因此时域的变化情况会反映在频域。如在时域变化快的信号，就会在频域出现高频率成分的信号；在时域变化慢的信号，在频域就会出现频率成分低的信号。

虽然频域特征与时域特征是一一对应的，但是频域特征有时更直观。如通过频域特征可以发现信号包含的不同频率成分。在实际工作中，尤其是对高频信号，只能获得信号的频域特征，时域特征很难直接获得。因此，可以说频域特征是信号最重要的特征之一。

3.时频域特征

时频分析是信号处理发展到高级阶段产生的新的信号分析工具。信号的时频域特征就是信号的频率随时间的变化情况。传统的信号分析一般假设信号是平稳的，也就是说信号的频率成分不随时间的变化而变化。而在实际环境中，信号往往是非平稳的。信号的频率随时间而变化的。如果仅从时域或者频域方面描述信号，往往不能反映出这种变化。时频域的分析能给出很好的解决方法。

二、信号特征的可视化方法

信号可视化的方法有很多种。针对教学而言，一般是采用计算机仿真的方法产生各种信号。然后通过对信号进行处理，将信号在不同特征域表现出来。因此，信号可视化包含的内容有：开发环境、信号的产生、信号的处理和信号的表现。

1.信号可视化的开发环境

常规的信号仿真工具包括MATLAB、C++、Python等。对于高校教师而言，MATLAB无疑是最合适的开发工具，它不仅语法简单，而且可以工作于多个平台之上。C++是偏向于工业化或者说是产品化的开发工具，信号处理的开源库比较多，但其开发难度要大于MATLAB。Python是跨平台的开发工具，目前有很多信号处理库，开发难度介于MATLAB与C++之间。

2.信号的产生

信号的产生既可以产生模拟的信号，又可以是用传感器采集来的信号，如采用温度传感器、压力传感器、AD数据采集器等。实际中也可以采用仿真的方法产生各种信号，在产生信号时，要注意的方面包括：信号的样点数和采样频率等。

3.信号的处理

信号的处理在计算机仿真方面一般采用数字处理的方式模拟实际中的处理。信号处理的范畴很宽，包括滤波、调制、同步、检测和跟踪等。信号的处理过程模拟是进行信号可视化的关键和难点。这是因为信号处理是一切电子系统的核心，是一切电子系统功能的支撑。

4.信号的表现

信号的表现就是信号特征的表现，包括各种波形、频域特征、时频域特征、统计域特征等的表现。时域波形的表现主要是波形的绘制，在绘制波形时可以采用线、柱、散点的形式。在进行频域特征表现时，一般采用FFT变换后，给出其频谱，由于FFT是分段处理的。因此，可以采用分段读入数据计算FFT的方式，显示每段数据的频谱，这样形成的频谱具有动画效应。

信号的时频域特征一般采用时频变换、小波变换等方法。由于时频变换的计算量巨大，因此对信号进行时频变换时需要分段读入。统计域的特征一般采用直方图的方式进行表示。

三、信号可视化实例

1.信号的时域特征

信号的时域特征我们这里采用两种方法进行表现，一种是模拟产生的正弦波信号。图1依次给出了频率不断升高的信号波形。

图1 正弦信号与语音信号的时域特征

2.信号的频域特征

信号的频域特征有时能够给出更精确的信号特征描述。如图2所示，给出的是3个周期信号的叠加。从图2很难看出信号包含多少个频率成分，而下图给出的是信号在频域的分布情况，很容易看出信号是由3个频率成分组成的。这说明频域的特征具有更直接的特征描述力。

图2 合成信号的频域特征

3.信号的时频域特征

信号的时频域特征反应的是信号的频率随着时间的变化情况。如图3给出了线性调频信号的波形图。可以看出，线性调频信号的频率随着时间不断增大。

图3 线性调频信号的时频域特征

4.信号的统计域特征

信号的统计域特征反应的是信号幅度的变化频率情况。图4给出了正态分布信号的统计域特征。从图4可以看出，该随机信号的幅度分布服从正态分布。

图4 随机信号的统计特征

四、结语

将信号的特征在不同的域中表现出来，更直观地掌握信号的特性，是航电设备原理教学中的难点。本文从信号的产生、处理、变换和表现方面出发给出了信号在时域、频域、时频域和统计域的特征表现方式，在实际教学中有很好的效果。

参考文献：

[1]郭宝龙，朱娟娟，吴宪祥，闰允一.“信号与系统”课程可视化教学的实践探索[J].电气电子教学学报，2010.10，32卷（5）：62-64.

[2]王旭，薛丽芳，杨丹，韩志艳.基于小波变换的语音信号可视化研究[J].计算及应用研究，2009.1，第26卷（1）：94-96.

机载电子设备密封设计 篇4

随着机载电子设备综合化程度的提高, 一些小型的电子设备如远程接口单元得到了广泛的应用。这些电子设备要求体积小、重量轻、价格低, 而且可能经受诸如淋雨、流体污染、砂尘等恶劣环境。为满足体积、重量、价格要求, 在电子设备中使用了许多塑封元器件。而为满足恶劣环境影响, 机箱需采用密封的结构形式。密封结构会因呼吸效应和凝露现象导致机箱内部出现潮气和积水, 而潮气对塑封元器件的可靠性有较大的影响。本文就电子设备密封设计、密封设计导致的问题进行了探讨, 并提出了解决方法。

1 水汽对塑封元器件的影响

塑封器件的塑封材料以环氧树脂为基本树脂, 以酚醛树脂为固化剂, 再加以填充材料。该材料为高分子材料, 本身存在较高的吸湿性。塑封器件为非气密封装, 而封装材料中的氯离子在遇到空气中的水汽时, 就可能产生酸性液体, 从而导致芯片的键合区发生腐蚀, 也会腐蚀到芯片的金属化层, 导致器件短路、开路的失效现象[1]。因此, 水汽对塑封元器件可靠性有较大影响。为提高塑封元器件的可靠性, 应避免液态的水进入机箱, 尽量减少机箱内部的水蒸气。同时, 为满足防淋雨及流体污染等环境适用性的要求, 机箱应设计为密封结构。

2 密封结构设计

在密封结构设计时, 可选择的形式有很多种[2]。机箱采用金属材料时, 板材自身的密封性能良好。而机箱零件之间的配合表面密封方法有焊接、密封圈/板等。焊接密封效果好, 但不便于维修。合适的O型密封圈可以有很高的接合面压力, 可满足防水和气密要求。平板橡胶能满足防水和空气气密要求, 但不能满足水蒸气气密的要求。模块和元器件可采用树脂、陶瓷等材料将被保护的物理周围空隙填充, 方法可靠, 但可维修性很差。同时密封电子机箱不应有穿过外部结构壁板进入机箱内部的螺栓或其他紧固件。如果要求螺栓穿过外壁, 则建议采用压铆的结构形式, 或在机箱内壁板采用合适的垫片密封。

为满足体积小重量轻的要求, 电子设备结构设计时, 需要将壳体设计到很薄甚至到加工极限, 目前在工程中一些不受力的异形盖板厚度可加工至0.7 mm。

3 密封结构导致的问题及解决方案

当机箱成为一个密封腔体后, 由于凝露现象和呼吸效应的存在, 可能导致机箱内部形成积水。

3.1 凝露现象

凝露作用是吸附作用的一种。当高温、高湿的气体遇到低温物体时, 空气中的水蒸气低于露点温度, 即可在物理的表面产生凝结现象, 这种现象称为凝露作用[3]。机载电子设备使用环境恶劣, 可能遇到暴雨天气下在其外表面形成凝露, 而在升空过程中由于温度的急速降低, 在产品的内部形成凝露。考虑到塑封电子设备可靠性要求, 内部的凝露应能够通过某种形式排出, 而外部的凝露也尽量不要侵入产品内。同时, 根据空气湿度与温度的关系曲线, 空气相对湿度越大, 凝露现象就越容易出现。当电子设备处于我国南方或海洋等环境下, 凝露现象则更容易出现。

3.2 呼吸效应

密封腔体内的气体会产生一定的压强, 压强的变化因温度变化而变化。理想气体状态方程如下:

式中:P为气体压强;V为气体体积;n为气体的量;R为普适气体常量;T为气体的热力学温度。

从式 (2) 中可以看出, 腔体体积越大, 温差越大, 产生的压差越大。机载电子设备在一次加电、下电工作周期, 从地面上升到高空时或从高空下降至地面等多个任务剖面下, 都会导致设备内外出现压差, 从而导致用于密封的密封圈和密封垫承受很大的压力, 导致其加速老化, 甚至失效。一旦密封圈出现了细小的缝隙, 就会导致气体在缝隙处的流动。密封腔体的呼吸效应除了呼吸大气外, 还可以吸进缝隙或小孔附近的液体, 特别是当湿度较大的情况下, 如果遇到气温急剧下降, 在密封腔体内外就会形成较大的压差, 而空气中的水汽由于凝露现象会形成液态的水, 在水覆盖缝隙或小孔的情况下, 就会被吸入腔体内部。作为一个密闭的腔体, 内部的水汽排出将非常困难。同时, 对于壁厚只有0.7 mm的盖板, 压力会导致其产生不可逆的变形。

3.3 解决方法

为防止在密封的电子设备内部形成积水及将内部的积水排出, 一些可参考的方案有:吸湿剂法、充填正压气体法、预设排水结构法、双层密封结构法、“人工肺”法[4]等。这些方法对于小型的电子设备造成重量增加、维修性变差等问题。而在一些户外使用的照明灯具、汽车灯具或其它类似产品中也存在相同问题, 其解决方法是在腔体上安装防水透气阀来解决。典型的防水透气阀结构如图1所示。

防水透气阀主要功能组成是防水透气膜。其主要成分是聚四氟乙烯, 具有优良的稳定性和耐腐蚀性。其经过膨化处理后, 形成三维网状结构的薄膜。其防水的工作原理是非常小的水蒸气分子一旦其凝结成水珠之后, 由于水珠表面张力的作用, 即可导致其不能穿过防水透气膜。同时, 聚四氟乙烯本身具有防水、防尘等特点, 从而保证了其在户外条件下长期稳定的工作。另外, 防水透气阀容许气体的出入, 能够起到平衡密封腔体内外压力的作用[5]。

在安装防水透气阀后, 空气和水蒸气可自由出入。当温度降低时, 腔体内水蒸气的相对湿度增加, 将促使其向腔体外移动, 从而防止凝露现象的发生。同时, 腔体内部和外部的气压基本平衡, 可解决内外压力变化可能导致的结构件变形、密封圈老化、失效等问题。由于电子设备在工作状态下是一个发热体, 内部一旦形成积水, 可通过发热促使其形成水蒸气, 并通过防水透气阀排出腔体。

由于目前防水透气阀大多应用在工业环境下, 为满足机载电子设备的需求, 还需对其做一定的改进, 例如选用合适的密封圈材料以满足低温 (-55℃) 的要求, 壳体基材采用不锈钢材料, 以满足三防要求等。

4 结论

电子设备应用环境越来越苛刻, 给工程化带来了全新的挑战。为解决这些问题, 需设计人员从各个方面进行分析和权衡, 以期取得较好的综合效果。电子设备的密封可更好的为内部功能模块提供保护, 但同时也带来了一系列问题。选用一些在工业产品中成熟的技术可很好地解决此类问题, 并为同类产品的应用带来了启示。

摘要：机载电子设备要求更小、更轻和价格更低, 同时, 安装环境也更加恶劣。为满足塑封元器件抗恶劣环境要求, 电子设备将设计成一个密封的腔体。而由于凝露现象和呼吸效应的存在, 密封腔体需解决积水等问题。文中介绍了密封机箱的设计方法, 解决了密封腔体带来的问题。

关键词：机载电子设备,塑封器件,密封腔体,防水透气阀

参考文献

[1]张臻鉴, 刘文媛.塑封半导体器件的可靠性保证措施[J].现代电子技术, 2010, 327 (16) :164-165.

[2]Steinberg D S.电子设备热循环和振动故障预防[M].常勇, 丁其伯, 译.北京:航空工业出版社, 2012.

[3]韦生文.雷达电子设备的呼吸凝露作用及其预防[J].雷达科学与技术, 2010, 8 (6) :571-576.

[4]龚光福.呼吸效应研究[J].雷达科学与技术, 2009, 7 (3) :236-239.

机载临时支护安全技术措施 篇5

工作面顺槽使用ZLJ-6.5型机载临时支护装置

安全技术措施

编制单位：生产技术科 编 制 人： 审 核 人： 技术科长：

编制日期: 2015 年 4 月 24 日

工作面顺槽使用ZLJ-6.5型机载临时支护装臵安全技术措施

一、概况

工作面顺槽采用锚网带与锚索联合支护。工作面顺槽施工时，一次截割两排，使用长度3500mm3寸钢管加工成的前探梁进行前探临时支护。使用前探梁临时支护时，过程复杂造成职工劳动强度大，劳动效率低；作为一种被动支护，初撑力小；掘进中遇到过断层等特殊地段时，前探梁使用困难。机载临时支护装臵作为一种主动支护形式，初撑力大，降低了职工劳动强度。经研究决定在工作面顺槽中使用ZLJ-6.5型机载临时支护装臵（以下简称机载支护装臵），为确保使用过程中的安全，特编制本安全技术措施。

二、机载支护装臵主要结构及工作原理 1．主要结构

机载支护装臵主要由顶架梁、连接器、主臂架、伸缩臂架、回转支架、油缸、插装双向锁、高压油路过滤器、高压油管、溢流阀、控制操作阀、平衡阀等组成。具体结构见下图：

打开状态支护顶架伸缩油缸摆动油缸支撑油缸折叠状态

2.工作原理

工作时，使用综掘机的泵站供油，工作油通过二位三通阀，进入高压油路过滤器，经过溢流阀到操作阀，进入插装双向锁，双向锁打开后进入执行器，油缸立架升起、前进，顶架梁打开，主架升高直到所需高度和支护深度。

三、机载支护装臵技术参数

（一）装臵系统压力: 16MPa，流量50L/min。

（二）适用巷道断面：矩型、梯型。

（三）适用巷道宽度4.0 m～4.5m，高度2.0 m～4.2m。

（四）额定工作阻力：6.5kN。

（五）支护面积：2m×2.1m，展开3.4m×3.4m。

（六）支护超出掘进机截割头距离：1m～1.8m，前伸展开3.1m。

（七）顶架可倾斜：≤20°，上展45°。

（八）装臵重量（包括液压系统重量）：约1000kg。

四、工艺流程及机载支护装臵操作方法

（一）工艺流程图

（二）操作方法

1.掘进机司机截割完并根据巷道高度情况适当出煤后，将掘进机停放在巷中位臵并将截割头落到迎头浮煤上。

2.截割工序完成后掘进机司机将截割电机闭锁。操作位于掘进机机身上方与掘进机液压泵站供油系统、掘进机自身液压系统、机载支护 3 装臵液压系统相连接的二位三通阀，将二位三通阀的控制手柄打在1#装臵上，将掘进机液压泵站供油系统向掘进机自身供油方向管路闭锁、掘进机液压泵站供油系统向机载支护装臵供油方向管路打开（司机操作二位三通阀时，确保将操作手柄打到位），使掘进机自身液压系统处于闭锁状态、机载支护装臵液压系统处于供液状态。

3.班长进行敲帮问顶，将迎头活矸、危煤找净后，及时检查机载支护装臵各部位及液压管路是否完好。

4.施工人员使用扎丝先将施工用金属菱形网与支护完好的顶网联接在一起，然后将钢带铺放在支护顶架上（一次施工一排）。最后使用随机配带的强力磁铁将钢带与支护顶架牢固吸实或使用扎丝将钢带绑扎在支护顶架上，防止钢带从支护顶架上滑脱。施工人员确保金属菱形网与支护完好的顶网联接可靠、钢带与支护顶架吸实牢固后撤出迎头。

5.掘进机司机通过操作机载支护装臵的摆动油缸和支撑油缸液压控制手柄，使站套和支护顶架由折叠状态慢慢平稳打开，达到所需要的角度和位臵时松开两操作手柄；再通过操作伸缩油缸使支护顶架升起，通过支护顶架将钢带与菱形网一同托起至距顶板100mm-200mm位臵后停止。通过操作前伸油缸适当调整钢带的具体位臵，使钢带处于设计位臵。

6.人工调整钢带排距、中线后，使用扎丝穿过钢带孔和金属菱形网，将金属菱形网与钢带联接牢固，然后掘进机司机操作控制阀将钢带、菱形网与顶板压紧贴实，保证机载支护装臵顶架接顶有力。

7．使用机载支护装臵完成临时支护，停电闭锁后，施工人员进行永久支护。即：打设顶部锚杆（若钢带按设计位臵固定后，机载支护装臵顶架梁与钢带锚杆孔重合，重合处顶锚杆在打注帮部下部锚杆时进行打注）、铺设帮部金属菱形网、打注两帮上部两根锚杆（施工方法严格 4 按照作业规程规定执行）。

8．顶部锚杆、两帮上部两根锚杆施工完毕，经检查质量符合要求后，撤出掘进机前方施工人员，送电后操作伸缩油缸控制手柄将支护顶架下降到最低位臵，最后操作支撑油缸、摆动油缸控制手柄折叠支护顶架，直到支护顶架下落至掘进机上为止

9、前探支架装臵各部位恢复到折叠状态后，掘进机司机操作位于掘进机机身上方与掘进机液压泵站供油系统、掘进机自身液压系统、机载支护装臵液压系统相连接的二位三通阀，将二位三通阀的控制手柄打在2#位臵上，将掘进机液压泵站供油系统向机载支护装臵供油方向管路闭锁、掘进机液压泵站供油系统向掘进机自身供油管路方向打开（司机操作二位三通阀时，确保将操作手柄打到位），使机载支护装臵液压系统处于闭锁状态、掘进机自身液压系统处于供液状态。

10.管路切换完毕后出煤，然后将掘进机后退至距迎头5m位臵处，并将掘进机停电、闭锁，人员打注两帮下部锚杆及支架梁与钢带锚杆孔重合处的顶锚杆，两帮锚杆施工方法及滞后迎头距离严格按照作业规程规定执行，帮部支护完毕人员、工具撤至安全地点后，掘进机司机重新给掘进机送电，进行下一循环作业。

11．其余未尽施工方法及安全注意事项严格按照《工作面顺槽作业规程》中的有关规定执行。

五、安全注意事项

（一）维护注意事项

1．机载支护装臵在打开时，掘进机司机应注意观察各部位连接处活动是否正常，液压管路是否有刮蹭现象。

2.注意保持油箱油位、油温，油温不易超过70℃。

3.每天检修班负责把销轴内加满黄油。

4.检查各开关手柄的动作是否灵活、可靠，发现问题及时整改处理。

5.更换液压胶管时，必须采取正确的方法将管路卸压并确认管路无压力后方可进行拆卸，拆下的油管接头、液压件要保持清洁，避免煤尘污染。

（二）使用注意事项

1．每班在使用前认真检查集流阀、多路换向阀的灵敏性，若出现掘进机油路与机载支护装臵的油路切换不灵敏、无法切换或油缸伸缩不同步等异常情况时，必须整改处理。

2．掘进机司机在操作手柄时，一定要将手柄一次打到位，否则会导致液压油的流量不稳定造成油缸不同步。

3．人员挂设金属菱形网时，掘进机司机严禁操作机载支护装臵运动，必须将掘进机停机闭锁。

4.人员将钢带固定在挂设的金属网上时，施工人员要相互协调、配合一致，防止钢带挤手、掉落砸脚；提前观察好迎头顶帮支护情况，确保人员站在支护完好的顶板下方作业，并清理好后退路线。

5．使用机载支护装臵进行临时支护时，若由于掉顶等原因造成巷道高度超过4.2m无法使用机载支护装臵时，及时恢复吊环式前探梁临时支护。

6．使用机载支护装臵进行支护时，掘进机司机应该严格遵循先出煤，后截割的顺序进行作业，减少空顶时间。

7．使用机载临时支护装臵时，严禁操作掘进机。如需进行工作时，应提前把机载支护装臵收回，再进行掘进机操作。

8．支护高度不够时，应先落下支护装臵，再抬高截割头，并在截割头下垫入枕木，然后再升高支护装臵。严禁在支护装臵打开状态下抬高截割头。

9．机载支护装臵顶架贴紧巷道顶板后，严禁操作摆动油缸推动顶架前后推动。

10．机载支护装臵使用期间，掘进机司机严格执行“手指口述”安全确认检查，主要检查以下内容：

（1）检查确认机载支护装臵各部件完好，固定可靠，运转灵活。（2）检查确认机载支护装臵各液压元件、管路完好，连接牢固可靠无漏液现象。

（3）检查确认机载支护装臵闭锁灵敏可靠。

（4）操作机载支护装臵前，检查确认机载支护装臵运转范围内人员已撤至安全地点。

11.机载支护装臵使用期间，备用原前探梁不少于四根，以备机载支护装臵出现故障无法使用时替换使用。

机载显示组件的常见故障与修理 篇6

关键词：CRT电子显示器；民用飞机；ATE自动测试台

1 CRT类机载显示组件的组成与工作原理

1.1 CRT类机载显示组件的组成及特点

现代机载显示器作为飞行中的重要电子附件，为平稳、舒适、安全的飞行过程提供了重要的保障与支持。其中 CRT类（阴级射线管显示器）是机载显示器的主要类型。

CRT电子显示器在元器件、结构设计先进性、综合程度、人机工效等方面有了很大进步，具有以下主要特点：

①采用尺寸更大、更先进的显示屏。

②采用更先进的集成化电子器件。广泛采用表面贴装器件（SMD）、大规模集成电路、门阵列、全数字电路、高密度包装技术等。体积减少42﹪，重量减轻66﹪，功耗降低30﹪，这样，减少了元器件数量，提高了可靠性和维护性。

③提高了综合化程度，增大了信息量，取代了全部飞行仪表和发动机仪表。

1.2 CRT原理简述

阴级射线管CRT是一种电真空器件，其外部结构是一个漏斗型的玻璃壳，它是由电子枪、偏转系统及荧光屏三个基本部分组成。

电子枪。电子枪的作用是产生一个沿着管轴方向前进的细电子束。

偏转系统。为了在荧光屏上显示图形及字符，必须使电子束偏转。有静电偏转和磁偏转两种方式。静电偏转系统是当电子通过均匀电场时，受力作用将改变其运动方向，使其以抛物线轨迹运动。在脱离偏转板后，电子将以刚飞出偏转板时的速度直线前进抵达荧光屏。

磁偏转系统是利用磁场使电子产生偏转。电子在磁场中受力作用，要使电子束做水平偏转，必须在管颈中产生垂直方向的磁场，而要使电子束做垂直偏转，必须在管颈中产生水平方向的磁场。

改变线圈中电流的大小和方向，就可控制电子束偏转的大小和方向。

荧光屏。机载CRT采用三枪三束进行显示，电源为115V、400Hz单相交流电。由符号发生器（SG）提供模拟的X、Y偏转信号和数字视频信号驱动CRT显示。CRT的三个电子枪分别在荧光屏上产生红、绿、蓝三色光，符号发生器通过控制三个电子枪信号的强弱可混合成黄、品红、白色等颜色显示。如果一个或两个电子枪失效，变自动变为单色显示。

荧光屏采用光栅和字符两种扫描类型。光栅扫描有256条扫描线，两场为一帖，共512行，每行512个象素点，所以显示图象的一个帖中共有512×512个象素。字符扫描采用点到点的扫描方式，刷新速率为80Hz。

2 CRT显示组件的修理

CRT显示组件作为飞行中的重要附件，为飞行员提供了直观的目视指示与操作说明。在日常维护中需要谨慎对待。面对有的显示器只有显示部分，有的显示器却集成了显示与操作两大功能，我们在修理中需要明确显示器的主要结构，各部分功能并加以区分对待。

一般来说，CRT显示器的主体部分主要为CRT组件、高压包、低压包、控制电路、显示电路、调节电路、壳体、面板等几大部分。修理流程可以分为进件检查、分解、清洗、修理、组装、功能测试、最终检查。在接到有故障的显示器后，首先应进行目视检查，确保有无屏幕破损，面板损坏，接口插钉断裂等情况。如没有表面损坏，则进行下一步功能测试。在测试前，我们要根据厂家附件修理手册选择合适的测试设备和相应的转接器，通常使用ATE自动测试设备完成测试。

2.1 波音B737型客机CDU（控制显示组件166891-SERIES））常见故障分析

工作中，显示尺寸发生变化是CDU的常见故障。多表现为空中显示内容变窄，显示图像朝水平或垂直方向移动，且多为瞬时故障。

根据故障现象，经过分析可知，CDU的偏转系统发生了问题。

我们知道CUD的偏转功能分为水平和垂直偏转。垂直偏转电路向CRT垂直偏转线圈提供垂直驱动信号，使显示发生垂直偏移。电平转换器LT-2将来自逻辑电平的垂直驱动脉冲转换成斜坡发生器需要的±15VDC电平。当垂直驱动变低时，斜坡发生器的输出开始线性增加。当垂直驱动变高时，斜坡发生器的输出停止增加，然后迅速减小。调节电阻R34用于此信号的幅度调整，这样就能达到对显示高低的调整。可调电阻R36提供一个直流偏压，提供CRT显示屏从上到下的扫描作用。15V垂直驱动器AR8向垂直偏转提供需要的电流。

水平偏转电路向CRT的水平偏转线圈部分提供水平驱动信号，以在CRT显示屏上产生水平偏转。水平定中信号发生器SS-2通过电阻R3控制延时水平驱动信号，从左到右定中CRT显示。信号调节器SS-3向水平偏转电路提供一个10.5微秒信号，以控制水平偏转电流的斜度。线性矫正LC-1提供一个修正电压用于CRT显示器硬件补偿。线性校正保持CRT中间被压缩，然后向四周边缘扩散的特性。峰值探测器PD-1从变压器T1获得采样电压，提供到水平驱动器AR3的反馈电路。该电路电压保持个各行水平扫描过程中，水平驱动器的输出为常值显示。可调电阻R17提供水平宽度调节。水平驱动器AR3提供需要的电流以驱动水平偏转线圈，通过晶体管开关QS-2，在回扫时转为关断。

综上所述，在遇到显示尺寸发生变化的故障时，首先应分析是水平还是垂直部分发生问题。如水平尺寸变化，则多有可能是A1板R3、R17、AR3等器件损坏。如垂直方向尺寸变化，则多为A1板R34、R36、AR8损坏。具体问题还要具体分析。

2.2 显示器常见故障分析

在显示器的使用过程中，伴随着使用寿命的临近，显示器会出现显示偏差现象。这包括限制（最小或最大）、不正确的显示尺寸和位置、聚焦不正确、可见凹槽阴影、弯曲显示、水平重叠和枕形失真显示。此时，需要对显示器进行调整。

如果由于显示器老化或更换高压包PS1、CRT、A1板，就需要进行亮度调节和显示尺寸及位置的调整。如CRT显示呈现弯曲等不美观现象则只需完成聚焦电压的选择，凹槽阴影、弯曲显示及显示重叠的调整。

亮度调整。亮度调整可以分为两种方法，其一是使用CDU制造厂家提供的亮度测量器进行调整。调整步骤可以根据厂家CMM手册进行。另一种方法是在不具备亮度测量器的条件下，使用一些通用设备，如三用表、交流电源，短接线等按照CMM手册的相应方法进行调节。

显示尺寸和位置调整。显示尺寸和位置上的偏差，可采用如下方法进行校正。使用一个CMM手册中给出的正常尺寸显示模具，将其覆盖在CDU显示屏上，进入生产厂家的测试程序。根据程序提示调整相应的水平、垂直、弯曲等显示尺寸，使其与模具显示一致。

聚焦电压的调整。按压CDU面板上的0、4和E键，将在CRT上显示一个全屏长方形。观察CRT显示器，贯穿整个显示器不可能得到明显的符号聚焦，特别是在显示器四角，当最明显的聚焦处于字符的第2行和第20行之间的第4和第20行列字符区域时和第4行第20行的第2和第20列字符区域时，可获得最好的聚焦。

某些CDU显示器在运行过程中会出现短时间黑屏，造成这一故障的原因有多种。散热不好是其中的原因之一。由于CDU在设计上具有超温保护功能，其内部的超温监测电路在温度超过197oF时会自动关闭CDU，进入保护状态。当温度下降后，再次启动CDU使其恢复正常。因此，在日常测试及使用CDU时，要注意进行通风冷却。

另外一种造成CDU黑屏的原因可能是CDU通告器中“EXEC”执行灯故障。由于整个CDU是在飞行管理计算机FMC的控制下进行工作，其传输信号均来自FMC。一旦CDU“EXEC”执行灯故障，就会造成CDU无法执行FMC（飞行管理计算机）命令的假象，此时FMC信号终止，导致CDU黑屏。

3 结语

在飞机制造技术高速发展的今天，无论显示效果、使用寿命，还是尺寸重量，机载显示器已经被设计的十分完美，由于其在整个飞行过程中承担着极为重要的作用，作为飞行员的“第二双眼睛”，机载显示器正在被赋予越来越多的使命。

本文从机载显示器的工作原理入手，通过分析CRT显示器的结构，向读者阐明机载显示器的常见故障，并结合工作者自身的工作经验，给出了相应的排故思路。

参考文献：

[1]Component Maintenance Manual 34-61-03，Smiths Aerospace，2003.

[2]孙淑光，孙俊卿.航空器电子附件修理[M].中国科学文化出版社，2003.

[3]王有隆.民用飞机电子显示技术的发展[M].民航资源网，2002.

[4]郑连兴，任仁良.涡轮发动机飞机结构与系统[M].兵器工业出版社，2004.

[5]Component Maintenance Manual 31-61-46，Honewell Aerospace，2007.

[6]ATEC Series 6 maintenance Manual，Copyright eads，2005.

军用机载电子设备适航验证试验 篇7

近年来, 随着适航理念的的深入人心, 以及民机适航先进的管理模式及标准规范。在这种情况下, 我国航空工业要开展军民用运输机的研制, 各研制单位在研制机载设备的同时, 均会面临如何满足适航要求的问题, 对机载设备进行适航取证也就成为各研制单位面临的一项非常重要的工作, 而在适航取证过程中, 通过规定的环境试验考核是其中一项基本的条件。

1 民机和军机环境试验标准对比

虽然都是飞机的机载设备, 由于军机、民机执行的任务不同, 对机载设备的要求也不同。其环境试验相对应的标准DO160系列标准和GJB150在试验项目、试验条件、试验的可剪裁性等方面存在很大区别。

1) 试验项目上的区别。首先要指出的是DO160系列标准是民用飞机机载设备的专用标准, 而GJB150是军用设备的通用标准, 不仅用于军用飞机的机载设备, 还用于弹载、舰载和车载设备等, 因此有一些与飞机机载设备无关的试验项目 (如仅适用于火箭、导弹的爆炸分离冲击试验和舰船的大冲击试验) , 与民机机载设备的试验要求没有可比性。仅仅从双方都有的试验项目项目比较来看, 民用飞机机载设备要进行的飞行中冷却能力损失试验、过压试验、温度变化试验、结冰试验和防火试验项目在GJB150中没有, 而GJB150中规定的太阳辐射、浸渍试验、积冰、冻雨、酸性大气、炮击振动和综合应力试验在DO160中也没有。还有些类似的项目, 比如DO160中的结冰试验和GJB150中的积冰/冻雨试验, DO160中的温度变化和GJB150中的温度冲击试验。民机标准涉及的试验项目有23项, 军标中虽有27项, 但不能覆盖民机的试验项目。因此能用于军用飞机的机载设备, 其耐环境能力并不一定能通过民机标准的考核。

2) 试验条件的区别。两种标准大部分试验项目名称大致相同, 但这并不意味着两者的试验条件和试验方法一致。许多试验项目的试验条件和试验方法的差异是很大的。尤其是温度试验和振动试验。由于试验条件的不同, 且GJB150中规定的试验条件不预定严于DO160中规定的试验条件, 因此不能认为能用于军用飞机的机载设备就一定能通过民机规定的相应环境试验。

3) 试验的可剪裁性区别。两种标准列出的试验项目, 并不说明每个设备都要使用所有这些试验项目, 单从试验项目来说两者都是可以剪裁的。但就每个试验项目的试验条件而言, 两者是有区别的。GJB150标准中也提供了各种试验条件或具体种类设备的试验量值, 有些试验方法如振动试验中, 具体的量值还要按其提供的方法计算。但这些都是推荐性的, 不一定非要使用, 强调如有实测环境, 要优先使用实测环境。而在民机标准中, 一旦选定试验项目, 就必须按标准中规定来确定试验类型或设备分类, 找到所属的环境类型或设备种类, 并按标准中规定的该类的量值、时间和试验程序进行试验, 因此从这方面讲, 民机机载设备的环境试验条件是不可剪裁的。

2 军用机载电子设备适航验证工作

2.1 符合性试验验证一般流程

民机适航验证试验的一般流程如图1所示。军机型号研制开展适航性工作是保证军机型号研制正常流程的基础上, 设计部门在产品开发的同时, 应编制符合性验证试验大纲, 该大纲应包括合格规定的试验验证项目、试验方法以及产品合格判据。符合性验证试验大纲应提交适航审查部分批准。

2.2 军用机载电子设备试验验证问题分析

1) 军用机载电子设备开展适航性工作的原则。军用机载电子设备开展适航工作应与产品研制和定型验证相结合, 不能简单地照搬民机试验验证的方法, 应结合军机研制的自身特点, 探索符合军机机载设备特点的适航验证方法。

2) 试验验证中贯彻落实适航性要求。目前, 部分军机军用机载电子设备在试验验证阶段已提出适航要求, 同时型号本身有环境适应性要求, 两者由于军机、民机执行的任务不同, 导致试验验证有很大区别, 两种标准要求的试验项目及条件不同, 若重复进行两种试验, 必将造成人力、物力、财力的巨大浪费, 两种试验项目及试验条件可否相互替代、如何在满足型号环境适应性要求的同时, 兼顾适航性要求, 是一个急需要解决的问题。

3 结语

军用机载电子设备的适航性要借鉴民机适航的先进经验, 在实施适航取证的过程中逐步形成军用机载电子设备的适航规范、适航质量体系以及管理文件, 改进制造加工的流程, 完善各种工艺, 从而实现飞机的高可靠性和安全性。

摘要：介绍了民机产品适航验证试验的特点以及军机产品开展适航验证试验的优点, 说明了军机产品引用适航性应遵循的原则。

关键词：适航验证,试验标准

参考文献

[1]白康明, 焦健.军用飞机适航性研究[J].可靠性工程, 2009 (4) :145-149.

[2]李岩, 王春生.浅析军用航空器适航性[J].国际航空, 2009, 54 (12) :58-60.

[3]陆中, 孙有朝.民用飞机适航符合性验证方法与程序研究[J].航空标准化与质量, 2007, 36 (4) :6-8.

[4]田慕.2008年航空安全形势回顾[J].国际航空, 2009, 54 (3) :30-31.

机载电子设备性能检测训练仿真 篇8

新型机载电子设备具有技术先进、结构复杂、价格昂贵等特点,相应的测试维修相对复杂,特别是对电子设备的性能检测,需要检测数百项的详细的性能指标,涉及的指标多判读难,而现行部队维护训练通常结合任务实施,训练时间有限,人员培养周期长,难以较快培养出满足该型电子设备性能检测要求的合格维护人员。

为了解决上述问题,基于半实物仿真设计实现了一种机载电子设备性能检测训练仿真系统。系统能够满足对电子设备进行一二线性能检测训练的需要,能够模拟外场检查设备和内场自动测试设备(Automatic Test Equipment,ATE)的通电操作,对仿真电子设备进行数百项详细性能指标的检测,用于训练维护人员性能检测操作能力和性能指标分析判读能力。较大程度上增强了该型机载电子设备维护训练手段,为理论教学与技能训练的有机结合搭建了良好的平台。

1训练系统功能设计

该系统能够在很大程度上替代实装完成对该型机载电子设备的性能检测操作训练,主要用于训练人员使用各型一二线检测设备测试机载电子设备,获取装备各项具体性能指标。具体的性能检测可分为两种,这两种性能检测的涉及到的检测方式大有区别,因此对其的仿真也有很大的不同。

(1)单个外场可更换单元(Line Replaceable Unit,LRU)的指标测试,针对某一LRU的详尽指标性检测。如某一接收机的灵敏度、精度,某一发射机的发射功率等。这种测试多在二线检测时进行,测试时将LRU从机上拆卸下来后连接到ATE提供的测试平台。

(2)整个系统的功能测试,针对整个电子设备或某一分系统的功能性测试。这类测试涉及系统中大多数LRU,需要整个系统上电运行。一般而言一线检测多是这类测试,在设备装机状态下的进行整机的原位测试。

2软硬件实现

整套性能检测训练系统可分为2大组成部分。半实物仿真装备和半实物性能检测设备,其中,机载电子设备半实物仿真模型内部结构与实装相同,可进行故障设置及拆装;半实物性能检测设备用于对机载电子设备半实物仿真模型进行供电和操作控制,系统组成如图1所示。

(1)机载电子设备半实物仿真模型。半实物模型按1∶1比例制作,包括了电子设备内部各大部分共58个模块,以及模块间的供电电路、射频信号电路、通信信号电路,连接关系与真实装备基本一致。并在各模块中设置了故障点和故障状态采集电路。半实物仿真电子设备能够替代实装进行操作难度大、危险系数高、损坏可能性大的性能检测训练科目,同时还具备实装不具备的故障设置功能。

对机载电子设备半实物仿真模型的状态控制与采集可分为3个阶段。首先在训练开始阶段,教员可通过串口通信对仿真装备LRU的故障设置继电器组输出开关编码量来设置指定故障;在外场一线检查阶段,在半实物仿真模型工作时(上电/自检/发射),工控机通过RS232控制仿真装备内的仿真电路通断与工作状态的切换,同时采集仿真电路的回馈;在内场二线检测阶段,通过工控机串口与数字I/O模块通信完成信号采集。

(2)半实物仿真性能检测设备。能够模拟ATE的功能,对半实物仿真电子设备进行11个大项,167个指标的性能检测,并且能够采集仿真电子设备中的故障状态,在检测过程中显示出对应的故障现象。半实物性能检测设备内部由供电单元、工控机、显示器、采集控制单元组成。

性能检测的显示与控制功能由运行在工控机中的软件完成,该软件通过对半实物性能检测设备中采集卡和控制卡的硬件通讯,来实现对半实物仿真模型的工作状态的实时控制,并依据维护人员的选择,显示相应的检测结果。软件的设计组成框图如图2所示。

该软件的系统运行平台为中文Windows XP,开发环境为Microsoft Visual Studio.NET 2005,开发语言为C#语言,可分为3个层次,即接口层、检测层、应用层。接口层为RS232总线接口,实现与半实物的通信,发送控制码,采集电子设备运行状态。检测层实现指令的转译,将各种加电指令转换为对应地址的控制码,由接口层发送给半实物电子设备;或是根据接口层实时采集的电子设备状态确定电子设备的故障点,进而表现出何种故障现象。应用层实现与用户的人机交互,各个按键的响应、指示灯的显示、自检的动作等。

该软件的运行流程如图3所示。软件启动后,首先是初始化各种测试资源,连接仿真装备;然后等待用户操作选择需要的测试项目,启动测试;接着在测试过程中由软件自动控制仿真装备的工作状态,逐项检测装备性能,逐项给出测试结果;最后,测试结束时记录所有测试结果,并释放测试资源。

3结束语

目前该机载吊舱维护训练系统已投入院校教学和部队的技术保障训练实践中,利用该半实物仿真性能检测设备,受训人员能够对该型航空电子装备进行各项功能检查、技术指标检测、工作状态标校等维护科目训练。让受训人员掌握航空电子装备配套的各类地面检测设备的操作使用方法的同时,深入接触一些先进的电子设备检测手段。同时当教员在仿真电子设备中设置故障后,检测设备能真实再现故障现象,训练过程中受训人员需综合运用原理知识、通电测试、仪器工具等手段,来分析故障现象,最终定位并排除故障,从而培养受训人员的故障分析与排除能力。

参考文献

[1]陈鸿,李进杰,高伟等.某型机载电子吊舱维护训练系统设计[J].现代电子技术.2014,37(22):84-87.

[2]郭龙,陈鸿,李进杰等.基于ADAM模块的航空训练模拟器数据采集与控制[J].现代电子技术.2014,37(18):98-101.

[3]雷震,李庆全,何嘉武.基于IETM的武器装备虚拟维修训练系统设计[J].现代电子技术.2015,38(16):138-140.

[4]邹益民,徐赤.借助Simulink及ADAM模块构建半实物仿真系统[J].自动化仪表,2013,33(10):9-12,16.

机载电子设备强度试验标准对比分析 篇9

关键词：机载电子设备,强度试验,剪裁,GJB150A

0 引言

强度试验做为重要的环境试验项目是评价机载电子设备的抗环境振动能力最主要的试验方法。自国防科工委于1986年发布GJB150《军用设备环境试验方法》标准起, 该标准做为装备环境适应性设计和试验依据一直被业界和军方认可。为了进一步适应装备研制的需求, 2009年总装备部批准发布了GJB150A《军用装备实验室环境试验的方法》。两份标准在内容和试验方法上发生了很多变化, 本文通过对比分析两份标准中关于振动试验、加速度试验、冲击试验和飞机炮振试验条件的差异, 来讨论其对于电子设备强度设计和试验方法的影响, 便于更好地指导装备的研制和试验的开展。

1 振动试验

1.1 振动试验目的

GJB150.16振动试验的目的是用于评定设备在其预期的运输和使用环境中的抗振能力[1]。GJB150A.16振动试验目的是:1) 使得研制的装备能承受寿命周期内的振动与其他环境因素叠加的条件并正常工作;2) 验证装备能否承受寿命周期内的振动条件并正常工作[2]。从目的的不同描述中可以明显看出, 前一种试验目的评价的是设备抗振能力, 后一种说法提到了装备的寿命周期的概念, 即全寿命周期内的振动。

1.2 振动试验过程

GJB150.16中试验条件共计12类, 试验程序共计4种, 其具体的试验条件和试验程序可根据设备的类型进行直接选择依照执行。GJB150.16A中试验条件共计25类, 试验程序也为4种。但该标准特别强调需要对内容进行剪裁来进行使用, 下文给出了该标准使用的剪裁指南。在剪裁指南中对试验过程的每一步都给出了需要考虑的因素和原则, 怎么剪裁则需要根据具体产品的实际情况进行讨论。

对于试验前、试验中和试验后进行信息的收集。在GJB150A.16中有具体的要求, 特别需要对试验夹具和试件进行模态测定, 避免夹具共振导致的过试验和欠试验问题。对于试验设备要求必须要精心地设计试验夹具、试验装置、传感器的安装和布线以及完善的质量控制, 对于试验控制可以选择加速度输入控制方法、力限控制方法、加速度限控制方法、加速度响应控制方法和开环波形控制方法。

1.3 振动试验量值

装备研制过程中功能试验和耐久试验常常用于确定装备的特性、暴露设计和构造的缺陷及评价纠正措施。本节就对比分析GJB150.16和GJB150A.16中对于螺旋桨飞机振动量级的确定来分析两者的差异, 其它类型的振动环境方法类似。

GJB150.16中对于固定翼螺桨式飞机振动试验图谱如图1所示, 功能振动试验持续时间为每个轴向1h。当设备寿命为500飞行小时, 试验量值为1.6倍的功能试验量值时, 耐久试验持续时间为每轴向1h, 如果设备寿命不是500飞行小时, 则可按比例增、减试验时间[1]。

GJB150.16A中对于固定翼螺桨式飞机振动条件的确定, 要求尽可能用飞机测量的振动数据来制定振动条件。如果没有飞行振动测量数据时, 可使用与图1相同的图谱进行确定振动量级, 但具体振动持续时间则需从寿命周期环境剖面中选取。对于耐久试验推荐的方法是通过疲劳关系来确定振动量级的时间。振动疲劳损伤和确定振动耐久试验的加速度试验量值可通过式 (1) [2]来确定。

式中:W0为规定的随机振动量值 (加速度谱密度) , g2/Hz;W1为施加的随机振动量值 (加速度谱密度) , g2/Hz;T0为规定的时间, h;T1为施加的时间, h。

式 (1) 是线性疲劳损伤累积的简化表达式。指数是材料常量 (log/log疲劳曲线的斜率或S-N曲线的斜率) [2]。

通过以上对比分析可以看出在GJB150.16A中并没有明确具体的振动持续时间, 功能振动时间需要从寿命周期环境剖面中选取, 耐久振动需要依据振动疲劳损伤关系中进行换算。这样的改变是为了解决传统耐久试验方法的缺陷, 因为传统方法忽略了装备的连接处摩擦、热效应等的非线性和电子设备不具备疲劳极限的问题。

2 加速度试验

2.1 加速度试验目的

GJB150.15中对于加速度试验目的描述为验证设备承受预计的使用加速度环境的能力, 以确保在此环境下设备结构和性能不发生失效[1]。GJB150.15A中加速度试验目的在于验证:1) 装备在结构上能够承受使用环境中由平台加、减速和机动引起的稳态惯性载荷的能力, 以及在这些载荷作用期间和作用后其性能不会降低;2) 装备承受坠撞惯性过载之后不会发生危险[2]。由此可见, 在GJB150.15A中加入了坠撞惯性过载试验要求, 此试验项在GJB150.15中不做要求。

2.2 加速度试验过程

确定加速度试验类别, GJB150.15要求一般设备需要进行性能试验和结构试验两项。GJB150.15A则要求先分析技术文件并结合GJB4239得出的结果来确定装备寿命期内加速度环境出现的阶段, 根据环境效应导致的失效模式来确定是否需要进行加速度试验。对于安装在工作区域或进、出口通道处的装备除了要做性能试验和结构试验外还要进行坠撞加速度试验。对于试验顺序GJB150.15不做特殊要求, GJB150.15A特殊要求加速度试验在高温试验后进行。

两份标准对于试验前需收集的信息基本基本一致。GJB150.15A中增加了试验后需记录的信息内容。试件的安装都要求需尽可能地按实际使用连接或通过夹具支架安装。试验控制的允差都是规定值的±10%。加速度模拟的试验设备都可采用离心机或带滑轨火箭撬来产生试验量值。对于试验中断的处理两份标准基本相同。试验结束后对于结果的判断在GJB150.15A中给出了明确的合格判据, 见标准中第8节。在GJB150.15中没有直接给出明确的合格判据。

2.3 加速度试验量值

试验量值GJB150.15A在GJB150.15的基础上增加了载人航天器和机翼翼尖位置的试验推荐值, 其它类飞行器的加速度试验推荐值相同。试验项上GJB150.15A增加了坠撞安全试验量值推荐表, 见标准中的表3。

两份标准对于试验方向、试验量值和试验时间的要求基本一致。试验方向为设备沿着飞机的3个互相垂直轴的每个轴正负方向 (共6个方向) 进行试验。性能试验、结构试验和坠撞试验时间为在规定值上保持至少1 min。试验量值两份标准中推荐的量值基本相同, 但要注意的是该量值为飞行器重心处的加速度, 对于歼击机和强击机机型在进行性能试验和结构试验时则需要考虑横滚、俯仰和偏航产生的附加加速度的影响, 对于坠撞加速度安全试验则不用考虑附加加速度的影响。附加加速度值与设备距飞机重心位置的距离有关, 距离越远则附加加速度越大。

3 冲击试验

GJB150.18标准中对于冲击试验的分类根据设备可能遇到的冲击环境分为10类, GJB150.18A标准将类别调整为8类。本节仅针对机载电子设备在装机工作寿命期内可能受到的冲击类型进行类比分析, 本节讨论的冲击试验包含功能性冲击和坠撞安全冲击。

3.1 冲击试验目的

功能性冲击试验在GJB150.18中其目的为考核、评定设备在冲击作用下的电性能、机械性能及结构强度是否达到设计要求。坠撞安全试验的目的在于考核、评定设备及其支架、紧固件、连接件承受冲击作用的能力[1]。GJB150.18A中对于功能性冲击的目的为发现在外场使用中可能由冲击引起的装备故障。坠撞安全试验的目的为暴露在空中或地面运输工具上的装备或装备支架的结构故障[2]。

3.2 冲击试验过程

产品是否需要进行冲击试验项目, 在GJB150.18中要求:只要产品在使用和装卸中预期可能遭受到非重复性冲击, 那么产品就应该要进行该项试验。在GJB150.18A中则需要分析相关技术文件的要求, 再应用产品在订购过程中实施GJB4239得出的结果, 确定装备寿命期内冲击环境出现的阶段, 根据具体环境效应来确定是否需要进行冲击试验。

试验顺序GJB150.18A中特殊要求冲击试验应在振动试验之后进行, 推荐在气候试验之前进行冲击试验。通常当振动试验量级比冲击试验量级严酷时, 可以不用进行冲击试验。对于试验前后信息的收集在GJB150.18A中提出需要收集试验夹具和试件模态分析相关数据, 这样是为了判断试件结构的特性是否发生改变。在试验设备、试验控制、试验中断上GJB150.18A从试验设备的角度给出了详细的监测和方法, GJB150.18从试验样件的角度给出了具体的参考方法, 并且该标准中给出了详细的试验合格判据。

3.3 冲击试验量值

两份标准都说明若有可用的实测冲击响应谱且能够模拟的条件则应优先使用, GJB150.18中并没给出实测和模拟实现的方法, 但在GJB150.18A中给出了对于采集数据的统计分析和用来描述冲击响应的方法。若实在无测量数据, 两份标准中分别给出了可供参考的最低可接受的经典冲击脉冲图谱, GJB150.18A中相对GJB150.18去掉了原有的半正弦脉冲波形, 只保留了原有的后峰锯齿脉冲, 对于飞行器设备其峰值大小和持续时间都相同 (功能冲击:峰值20g、时间11 ms;坠撞冲击:峰值40g、时间11 ms) 。试验方向为功能性冲击试件每轴向正负方向各3次共18次, 坠撞冲击每轴向正负方向各2次共计12次。

4 炮振试验

4.1 炮振试验目的

GJB150.20中对于炮振试验的目的为用于评定设备在飞机炮击振动环境中的抗振能力[1]。GJB150.20A对于试验的目的是验证在经受连续小口径炮发射的工作环境中, 装备遇到重复冲击/瞬态振动时, 保持结构和功能完整性的能力[2]。GJB150.20标准仅适用于飞机炮振试验, GJB150.20A标准内容适用于各种装备的炮振试验。本节仅针对飞机炮振试验进行分析对比。

4.2 炮振试验过程

装备是否需要进行炮振试验在GJB150.20中规定为以炮口为圆心, 2.0 m半径范围内的设备需考虑做炮振试验, 2.0 m半径以外的设备一般可不考虑[1]。在GJB150.20A中则需要依据装备寿命期内炮击振动环境出现的阶段, 并根据环境效应确定是否需要进行该实验。当与其它环境试验使用同一试件时, 炮击试验的顺序需要根据试验类型来安排, 当炮击环境特别严酷并且通过评估试件的失效概率大的情况下应先开展该试验, 当试件的失效概率小的情况下应后开展该试验。

对于试件的安装、试验装置、安装夹具和控制方法及允差上两份标准的要求基本相同, GJB150.20在试验程序中要求试验前后需进行共振检查。GJB150.20A在试验前后信息的收集上增加了对于试验夹具和试件的模态分析数据的要求, 并该标准内容上增加了对于试验装备和试验过程监测方面的工程指导方法。但在试验过程中对于试验样品的要求和操作过程没有GJB150.20可操作性强。

4.3 炮振试验量值

针对飞机炮振试验两份标准都给出了推荐的试验谱。GJB150.20中谱型为宽带随机振动迭加4个窄带随机峰组成。GJB150.20A中的谱型为宽带随机振动迭加4个正弦离散谱组成, 当正弦离散谱的频率点不能明确的话, 可以将正弦离散谱处理为窄带随机谱。其炮振谱型如图2所示, 图中T1、T2、T3、P1、P2、P3由标准中相应公式进行计算得到。

GJB150.20中要求试验持续时间为3个轴向每个方向振动10 min。若由于试验设备能力的限制允许宽带随机和窄带随机分开做, 窄带随机可以用正弦定频来代替。

若分开做的话每种类型的振动时间为每轴向各振动10 min, 允许间歇进行但总振动时间必须达到10 min。GJB150.20A中对振动持续时间没有明确的数值, 要求为3个轴向的每个方向上的试验持续时间为装备在实际使用中经受该环境的总时间。标准中对于是否允许将窄带振动和宽带随机分开做没有做明确解释。

5 结语

GJB150A从设备的全寿命角度对试验目的、试验方法、试验程序、试验量值进行了大部分的更新, 基本原则要求需更根据设备实际的环境条件做为强度设计和试验的依据。并且标准中给出了大量的工程方法和参考来指导环境条件的加工和裁剪。本文通过对比两份标准中有关振动试验、加速度试验、冲击试验和炮振试验内容, 找出其差异来便于机载电子设备的强度设计参考和试验验证的开展。通过比较可以看出, GJB150A标准在使用上更加灵活并符合实际情况, GJB150则更加条理化, 操作性强。

参考文献

[1]GJB 150-1986军用设备环境试验方法[S].

机载电子设备的缓冲包装设计 篇10

针对设备开展的缓冲包装设计, 应结合设备的特点[3], 如: 设备外部有电连接器和安装支点等突出物;设备根据其在飞机安装的位置不同, 其能够承受的最大加速度 (脆值) 不同;设备多为不规则外形, 外壳经常设计有加强筋等斜面等。缓冲包装设计从以下几个方面进行介绍。

1缓冲包装方法的选择

缓冲包装设计方法有全面缓冲、局部缓冲、悬浮式全面缓冲等三种。在选择缓冲包装设计方法时, 因为设备外表面不是规则面, 所以无法选择全面缓冲包装法, 因为设备可以承受一定的加速度, 基于成本考虑, 不需要采用悬浮式缓冲包装法, 所以, 通常设备采用局部缓冲包装。下面以某设备进行局部缓冲包装设计为例, 介绍缓冲包装的设计。

2缓冲包装设计步骤

2.1一般步骤

缓冲包装设计按以下步骤执行:A.确定所有有关的因素, 它们包括产品的特性、重量、脆值、尺寸及其他特点 (如凸起部分或非支承表面等) 、产品的数量、预计的运输环境条件 (尤其是跌落高度、包装容器冲击部位、大气条件以及运输方式等) ;B.确定防护产品的最经济的缓冲包装材料及方法;C.计算或估算需要用来补偿蠕变的缓冲衬垫的厚度余量;

2.2基本参数的确定

在开展缓冲设计时, 需确定以下参数:A.产品特性:包括产品的长、宽、高的外形尺寸 (A×B×C) , 重量 (W) ;B.脆值:产品的脆值是机载电子设备在破坏和发生功能失效前在任何方向所能承受的最大加速度。目前民机机载设备产品约为20G, 军机机载设备产品约为40G;C.跌落高度 (H) :按照HB5871.1规定, 设备类产品的包装件流通条件为Ⅰ级 (运输距离远、转运次数多, 可能遇到粗暴的装卸作业) 。按照HB5871.4规定, 包装件流通条件为Ⅰ级, 重量小于25KG时, 其跌落高度为900mm。

2.3缓冲包装材料的选择

目前GJB/Z 85缓冲包装设计手册中, 常用的缓冲材料有聚氨酯、聚乙烯泡沫、聚苯乙烯泡沫、气泡薄膜等几种。其中聚乙烯泡沫具有密度低、重量轻、隔热、防水和良好的缓冲性能等优点, 考虑到采购渠道和使用经验方面, 本文推荐选用聚乙烯泡沫作为缓冲包装材料。该种材料可以针对设备有突出物的特点, 在包装时及时对相应区域进行裁剪修改, 方便操作。

2.4缓冲包装材料的厚度

2.4.1计算方法

确定缓冲材料的厚度按照以下情况进行计算:

对于已经确定了缓冲材料和产品的接触面积A的情况下, 需确定厚度, 按以下公式进行计算:

a) 由公式 σm=WG/A求出最大应力;

b) 找出缓冲系数C- 最大静应力 σm曲线中对应最大应力值的缓冲系数C;

c) 根据公式T=CH/G, 求出缓冲材料的最小厚度T。

2.4.2示例

某设备, 如图1所示, 其重量为15KG, 外形尺寸为320mm ×256.3mm×194mm, 其脆值为40G, 要保证从90CM的高处跌落而不破损, 缓冲材料选用密度为0.037g/cm3的聚乙烯泡沫, 计算产品上下接触面的缓冲材料所需最小厚度。

由于上下接触面是产品的外表面全面缓冲, 所以已知了接触面积A, 则按照计算方法中的第一种方法进行计算即可。

a) 由公式 σm=WG/A求出最大应力:

b) 找出缓冲系数C- 最大静应力 σm曲线中对应最大应力值的缓冲系数C;从缓冲材料C-σm曲线, 密度为0.037g/cm3的聚乙烯泡沫对应的 σm=0.7×105pa时, 缓冲系数C=5.2。

c) 根据公式T=CH/G, 求出缓冲材料的最小厚度T。

由此可以计算出, 上下接触面的最小厚度为11.7cm。

3结语

我国机载电子设备的运输包装由于一些条件所限, 缓冲包装设计经验还不够成熟, 设计人员往往是冗余设计或盲目设计, 导致缓冲包装没有起到应有的作用, 缓冲包装设计作为设备运输包装的重要部分, 只要设计人员充分认识缓冲包装设计的重要性, 以标准为依据, 合理选取设计防护材料, 积极积累经验, 才能使设备的运输包装真正满足包装、装卸、运输等要求。

摘要：通过对缓冲包装设计理论进行研究, 针对机载电子设备越来越精密、集成度越来越高的特点, 提出适合于机载电子设备缓冲包装的方法, 并按照局部缓冲包装法对某机载电子设备的缓冲包装进行设计。

关键词：机载电子设备,缓冲包装,运输包装

参考文献

[1]朱兰琴, 杨文芳, 李雨.某机载电子设备机架隔振缓冲系统设计[J].振动与冲击, 2015, 34 (11) :183-187.

[2]生建友.谈军用电子设备的包装[J].包装工程, 2013, 34 (011) :121-125.