航空机载软件适航性审定标准DO-178C与软件管理标准GJB5000A的比较分析

 航空机载软件适航性审定是验证软件安全性是否满足飞行要求的重要手段，审定依据的标准DO-178C是航空企业软件设计所必须遵循的规范要求，但在软件管理领域，还存在着重要的能力成熟度集成模型标准GJB5000A。比较分析了DO-178C与GJB5000A的异同，得出机载软件适航性审定在对软件开发过程的管理方面存在不足，提出需要加强企业在项目监控、过程测量与分析和风险管理方面的要求，并按照DO-178C标准的形式要求，给出了参考的改进方案。     

DO-178B与GJB 5000A对比分析研究

近几年,GJB 5000A大力推行,很多军工企业已经完成了一定成熟度等级的体系认证工作,并在软件项目中贯彻实施;而适航思想在军用航空器中的引入,又使得DO-178B标准的应用成为今后军用和民用航空器软件开发的发展趋势。该文将DO-178B标准和GJB 5000A进行对比分析,并给出对比分析结果总结,为依据上述两个标准进行软件开发的企业提供一些参考和思路。     

民用飞机空气管理系统(AMS)机载软件计划阶段评审综述

本文首先介绍民用飞机机载软硬件的适航认证标准,重点介绍DO-178B;其次介绍了空气管理系统及其对应的机载软件,并以这套机载软件研制过程中的计划文件为例,描述了计划文件的评审过程,总结了评审的重点及难点;最后对目前软件适航评审技术进行了总结及展望。     

机载防撞系统TCASⅡ Version 7.1与Version 7.0软件的比较

针对机载防撞系统TCAS软件版本的改进,描述了TCASⅡVersion7.1对Version 7.0软件所作的修订,分析了Version 7.0与Version 7.1软件的差异和改进.按照DO-185B所规定的TCAS系统最低性能需求,采用软件工程的方法,完成了TCASⅡVersion 7.1防撞算法的软件设计和编程并建立了相应的软件测试平台.通过采用一组标准输入及输出的测试用例文件,将标准输入产生的输出结果与DO-185B的输出结果进行比对,验证了TCASⅡVersion 7.1防撞算法和处理逻辑的正确性和有效性.     

机载防撞系统TCAS Ⅱ Version7.1与Version7.0软件的比较

针对机载防撞系统TCAS软件版本的改进,描述了TCASⅡVersion7.1对Version 7.0软件所作的修订,分析了Version 7.0与Version 7.1软件的差异和改进.按照DO-185B所规定的TCAS系统最低性能需求,采用软件工程的方法,完成了TCASⅡVersion 7.1防撞算法的软件设计和编程并建立了相应的软件测试平台.通过采用一组标准输入及输出的测试用例文件,将标准输入产生的输出结果与DO-185B的输出结果进行比对,验证了TCASⅡVersion 7.1防撞算法和处理逻辑的正确性和有效性.     

国际民航组织适航标准与中国民航适航规章的关联

 从国际民航组织现行适航文件体系入手，研究了《国际民用航空公约》的附件8《航空器适航性》中型号合格审定、制造、适航证、持续适航和安全管理方面对各缔约国的适航标准。解析了其与中国民航现行适航规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）的区别与联系。阐明了《航空器适航性》（第12版）的主要修订内容及修订方向。     

航空机载武器研制中标准实施的方法

概述型号标准实施的意义和标准实施的过程,结合我院型号研制分析航空机载武器研制中标准选用、实施的现状及存在的问题,提出正确选用标准、编制标准选用范围并动态管理、合理剪裁标准等标准实施的方法.     

民用飞机机载软件分区保证方法研究

随着民用航空机载系统的复杂程度不断增加,综合模块化航电(IMA)架构在机载系统中得到了越来越多地应用。IMA对机载软件架构提出了新的要求,因此软件分区技术在IMA架构中得到了充分应用。本文将通过对机载软件开发过程中分区方法的研究,浅析机载软件分区、分区实现机制以及分区验证方法。     

软件定义航空集群机载网络自适应更新策略

软件定义网络的出现为突破当前机载网络在航空集群作战应用中存在的固有技术瓶颈开辟了全新途径,然而软件定义机载网络动态的网络拓扑以及有限的链路容量导致网络更新过程中链路拥塞现象频发,造成网络更新过程极易引发网络拥塞,并降低网络更新的成功率.针对该问题,提出一种基于拥塞避免的软件定义航空集群机载网络更新策略.首先通过混合更新策略计算得到各业务流的初始更新操作序列;然后提出拥塞链路感知算法,实现更新过程中对潜在拥塞链路的感知;最后提出基于拥塞避免的软件定义机载网络更新算法,根据各业务流的初始操作序列以及感知到的潜在拥塞链路状态,计算无拥塞更新操作约束,并最大限度实现网络的无拥塞更新.仿真结果表明,与现有网络更新策略相比,所提更新策略能够有效避免网络更新过程中软件定义机载网络的拥塞,提升网络更新的成功率.     

首件鉴定管理在试制、试生产和批产过程的应用

首件鉴定是科研生产重要组成部分,贯彻的国军标为GJB908A-2008,证实规定的过程、设备及人员等要求能否持续地生产出符合设计要求的产品。本文主要是结合工作实际,将GJB908A与其他相关国军标进行对照,对首件鉴定管理内涵和具体实施中存在的问题进行了全面的解析。     

基于LTO循环航空发动机排气污染物NOx排放适航审定计算方法

 航空器要获得商业营运许可,必须取得适航证,适航要求是航空器安全飞行的最低法规性的保障,因此研究航空发动机排放适航审定方式是非常有必要的。为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使飞机发动机排气污染物符合适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计了民用航空发动机排气污染物测量系统。测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的油气比与发动机实测油气比进行比较小于10%—15%的属于合格。本研究的测量值与发动机所测的油气比的误差小于7%,证明测量系统和测量技术是切实可行的。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法得出航空发动机NO_x的排放指数。根据中国民航规章34部(China Civil Aviation Regulations,CCAR—34),验证得出航空发动机JT3D—7的NO_x排放符合现行的适航标准。根据ICAO计算方式,利用MFC开发了NO_x适航审定系统,可快速算出发动机NO_x排放指数,并可对发动机进行NO_x排放适航审定。     

某型直升机医疗地板的改装优化设计与适航符合性验证

由于通用航空的特殊功能、优势和对国民经济增长的巨大推动作用,其在我国迅速发展,通航公司规模也越来越大,直升机的业务种类也逐渐增多。然而普通构型的直升机只能进行运输功能,已经不能满足人们对直升机所执行的任务要求,特别是对于医疗救援类的直升机已经成为了地震灾区、火情灾区、海上救援等所必要的工具。所以需要对直升机进行改装设计,将其加装医疗设备来满足应急医疗救援的目的。本文为使直升机能够恢复出厂构型,研究并设计出直升机医疗地板,并且对其结构进行拓扑优化,其次对直升机医疗地板改装的适航审定流程进行了研究分析,并且对直升机加装的医疗地板进行了多种适航符合性验证方法的研究,进行强度试验验证,最终得出结论医疗地板满足适航法规要求。同时为通航公司在直升机改装医疗地板方面提供参考依据。可见直升机医疗构型改装设计及适航研究已成为实现直升机应急救援的重要依据。     

航空发动机排气污染物排放适航审定方法研究

 为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使符合飞机发动机排气污染物的适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例采集污染物气体样本数据。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法和美国车辆工程师协会(SAE)航空建议操作规程(ARP)计算方法得出航空发动机NO_x排放指数。根据中国民航规章34部(CCAR-34),验证得出航空发动机JT3D-7的NO_x排放符合现行的适航标准。     

航空发动机核心机适航进近噪声预测

为了满足未来的噪声目标,发展对航空器的噪声预测能力,提出了一种用于发动机核心机适航噪声的计算框架。基于PeartDunn模型和SAE-GE模型分别估算进近状态下涡轮和燃烧室的1/3倍频程远场无量纲化均方声压;并将整合后的核心机噪声修正换算为适航规章要求的有效感觉噪声级;以某型发动机为例,通过算法的预测值与官方实测值对比,验证该算法的相对误差约为2%,可用于适航进近状态下发动机核心机噪声的快速评估,从而便于制造商在设计阶段控制发动机核心机噪声满足适航要求,同时也为适航上提前确定进近噪声适航审定试验起始点提供了一种新的思路。     

欧洲民用航空安全局航空发动机适航体系

 针对欧洲民用航空局(EASA)航空发动机适航体系开展初步研究工作, 在3 个层级划分EASA 适航体系的基础上, 阐述EASA 的航空发动机审定规范CS-E 在适航体系中的地位和职责, 给出CS-E 的逻辑架构和演变历史, 着重分析了历次修正案中的被修订条款, 并进一步概括出“科技进步, 灾难性事故发生, 过于苛刻的适航要求, 表述错误, 国际一致性”5 种产生规章修订的因素。     

基于波音算法的航空发动机风扇噪声预测

作为涡扇发动机的一个关键噪声源,随着涵道比的不断加大,风扇噪声在飞机起飞时对整机噪声的贡献量也日益增加;因此预测风扇噪声对飞机噪声适航评估工作有极大意义。采用Boeing风扇噪声预测算法,结合飞机起飞航迹,利用MATLAB软件编程,经过多普勒效应修正、几何发散衰减修正和大气吸声衰减修正,得到起飞时风扇噪声预测模型。以某型发动机为算例,计算出实际飞机起飞时噪声适航审定中所需测量的每隔0. 5 s动态声压级的预测值。把最终得到的有效感觉噪声级预测值与欧洲航空安全局提供的有效感觉噪声级真实值进行对比,验证了该模型的准确性;此模型能有效降低新飞机的研发成本和风险,缩短噪声适航审定周期。     

基于模型的民机适航要求自动捕获方法

 民机型号设计任务中包含的适航要求往往种类多、数量大,如果在型号研制初期不能准确、完整地捕获相关适航要求,将会造成后期因不满足相关适航要求而导致设计方案的更改和设计过程的反复。提出了一种基于模型的民机适航要求自动捕获方法,包括建立设计任务模型以形成对不同型号设计特征的统一表达,建立适航条款约束模型以支持对适航要求的语义描述,在建模基础上分析两者之间的映射规则,并开发相应的检索算法,以根据当前设计任务中包含的型号设计特征自动捕获其适用的适航条款要求。根据理论方法进行相应的软件实现,并通过飞机燃油系统设计特征实例检索过程验证了方法的可行性。     

基于安全性的电动垂直起降飞行器飞控系统架构设计

飞行控制系统作为电动垂直起降（electric vertical take-off and landing,eVTOL）飞行器的关键机载系统,需要具备和民机同样的安全性。为了设计满足eVTOL飞行器需求的飞控系统架构,根据适航规章梳理了安全性要求,并基于安全性要求介绍了eVTOL飞行器飞控系统飞控计算机、传感器和作动器余度设计技术,设计了一种基于安全性考虑的eVTOL飞行器飞控系统架构;分析了eVTOL飞行器旋翼构型下的典型功能危险,并采用故障树进行了安全性分析。结果表明,设计的飞控系统架构的典型功能危险能够满足失效概率的要求。     

基于适航认证背景下大涵道比弯掠风扇转子变稠度数值研究

基于适航认证背景,以大涵道比弯掠风扇转子作为研究对象,通过改变风扇转子稠度,采用数值方法进行相关研究分析,在保证风扇转子基本性能的基础上,通过调整叶片数量N(18、20、22、24)获得4种不同稠度(N18、N20、N22、N24)风扇转子,在不同背压条件下进行数值模拟并获得近失速工况流场。一系列结果表明,适当增加稠度设计,可以提高风扇转子的效率。N18稠度下喘振裕度为0.082 9,当稠度增加到N20时,喘振裕度达到峰值0.106,随着稠度继续增加到N22,喘振裕度下降到0.084 6,但还是高于N18;当稠度增加到N24时,喘振裕度下降到0.076,随着稠度增加,效率峰值点所需流量逐渐降低。研究结果表明:该弯掠风扇转子在变稠度条件下效率峰值变化不明显;基于适航认证相关条例,喘振裕度是重要的考察内容;随着稠度增大,峰值效率也随着增大但是幅值非常微小,在实际应用中几乎可以忽略。研究结果可为匹配压气机整体设计,获得适航认证提供相应的参考。