综合飞控计算机系统测试平台设计

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王涵，女，助理工程师，硕士，中国飞行试验研究院工作，主要从事飞

行控制与仿真技术研究。

本文针对综合飞控计算机搭建地面仿真试验环境，提出了综合飞控计算机系统验证设备仿真平台的设计开

发思路，设计实现了综合飞控计算机半物理仿真平台框架。在试飞领域中，起到了保障飞行安全的重要作用。

图1 综合飞控计算机系统整体布局图

CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2019·中国科技信息2019年第1期航空航天◎

图5 综合飞控测试软件主界面

表1 综合飞控计算机系统验证设备测试结果

序号测试项测试内容测试结果

1接口测试模拟量精度、离散量输入输出信号、

ARINC 429信号、1553B 信号、电源输出检测

正确

2软件模块测试捷联航姿模块、激光惯导模块、大气/

无线电高度模块、EICAS 模块、襟翼模

块、驾驶仪伺服模块、EFIS 模块、油门杆伺服模块、故障注入模块

各模块正确

3功能测试上电测试、设备自检、系统测试功能正确

4仿真测试静态测试、动态测试符合设计要求

5系统联试测试整个设备在系统中的使用符合设计要求

结束语

针对综合飞控计算机地面开、闭环仿真试验，设计开发

了半物理仿真平台，为综合飞控计算机的研制建立的一套完整的软硬件开发、检测、验收测试、维护的平台，并为综合

飞控计算机提供了静、动态的地面仿真环境。该系统能够在综合飞控计算机出厂前进行检测和验证，从而及早的消除了故障隐患，避免事故的发生，提高了设备的可靠性，确保后续飞行的安全。

荷造成的疲劳损伤与复合材料的剩余强度成正比，建立了疲劳损伤增量与瞬时剩余强度的函数关系，并采用线性累积损伤Miner 理论预测碳纤维增强复合材料的疲劳寿命，预测结果与试验吻合良好。Choi SW 等基于恒载疲劳试验数据，采用Miner 理论计算各个应力水平造成的疲劳损伤，当损伤累积达到允许值1时，复合材料层合板发生断裂失效，获得实测载荷谱加载下的疲劳寿命，具有不错的预测精度。Cain KJ 等和齐红宇等考虑应变等效原理构建复合材料刚度衰减与疲劳损伤的关系，并采用Miner 理论预测疲劳寿命，计算结果表明：复合材料层合板剪切方向上的疲劳累积损伤最大；疲劳累积损伤与微裂纹的聚合程度有关，当微裂纹聚合困难时疲劳累积损伤较小，而当微裂纹聚合成主裂纹时疲劳累积损伤较大，寿命预测结果与试验的最大相对偏差为12.2%。

刘关心等考虑循环载荷作用下复合材料层合板刚度和强度退化的影响构建出双参数疲劳模量的衰减模型，并采用Miner 理论估算其在变幅载荷作用下的疲劳寿命，具有较高的预测精度。罗晓平和曹国廷以直升机复合材料桨叶为研究对象，建立ε－N 曲线模型，之后利用线性累积损伤Miner 理论预测疲劳寿命，并研究不同飞行任务剖面和桨叶载荷对疲劳寿命的影响，计算结果表明复合材料桨叶在常规飞行状态下为无限寿命设计，Miner 理论能有效评估直升机复合材料结构的疲劳寿命。此外，一些学者还借助有限元仿真分析航空复合材料的疲劳性能，并采用Miner 理论预测寿命，Attia O 等和Tserpes KI 等借助有限元仿真模拟复合材料疲劳失效的渐进损伤过程，之后采用修正的Paris 模型和线性累积损伤Miner 理论估算疲劳寿命，计算结果与试验吻合良好。Wahab MMA 等借助有限元仿真分析复合材料胶接结构的应变能释放率，并基于Paris 模型建立了失效循环的积分表示方法，之后采用Miner 理论估算疲劳寿命，由于没有考虑疲劳裂纹萌生和小裂纹扩展的影响，估算结果偏于保守。徐颖等和郭葳等基于ANSYS 有限元软件，利用APDL 语言开发了复合材料层合板的疲劳渐进损伤分析程序，能够模拟不同铺层顺序和尺寸的层板试样疲劳裂纹萌生、裂纹扩展和失效的全过程，为复合材料疲劳寿命预测提供帮助。广布疲劳损伤是工程结构中广泛存在的一种损伤形式，由于疲劳裂纹间的相互作用，导致结构的剩余强度下降，临界裂纹尺寸缩短，疲劳寿命明显减少，从而对结构安全造成严重影响。针对金属结构的广布疲劳损伤问题，常基于断裂力学理论建立疲劳裂纹萌生的表征模型，并借助有限元仿真模拟应力场，之后采用蒙特卡洛随机理论分析疲劳裂纹的扩展和演化过程，估算金属结构的剩余寿命。但目前的研究主要集于金属结构，对于航空复合材料结构的广布疲劳损伤问题研究较少，有待进一步探索。

结束语航空复合材料疲劳性能的研究主要包括试验、模型表征和寿命估算3个方面。试验方面，测量了S －N 曲线、分层扩展性能、剩余刚度、剩余强度和疲劳极限等参数，并通过断口金相分析揭示其疲劳损伤机理，发现航空复合材料的疲劳性能受到纤维和基体材料、铺层顺序、加载方式以及失效形式等诸多因素的共同影响；模型表征方面，常采用Basquin 模型和剩余刚度模型表征航空复合材料的疲劳性能，而采用Paris 模型和内聚力模型表征其分层扩展性能，验证结果的有效性；寿命估算方面，通常借助不考虑载荷交互作用的线性累积损伤Miner 理论估算疲劳寿命，计算简便但精度欠佳。

但目前对航空复合材料疲劳性能的研究大多集中于恒幅加载情况，在实测载荷谱加载下的疲劳性能试验研究较少，缺乏载荷之间交互作用对复合材料疲劳性能影响的深入认识。考虑实测载荷谱中载荷顺序效应的影响构建航空复合材料疲劳性能表征模型，并找到计算简便而准确的寿命预测方法，需要进一步研究和探索。

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