飞机电源系统论文

飞机电源系统论文

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求航空概论论文一篇 就好是现代战斗机的特点与未来发展方向研究

现代战斗机的飞行试验
摘　　　要:根据近几年新机飞行试验的工程实践,结合国外飞行试验的经验,
叙述了现代战斗机飞行试验的特点,包括飞行试验的架次和周期,机载测试和地面实
时监控,地面支持设施,它机试飞和组织管理;由于电传操纵显得更为突出的飞行试
验技术,包括飞控系统稳定裕度、颤振和气动伺服弹性(ASE)、人机闭环飞行品质和
大迎角试飞技术,提出了国内飞行试验工作方面目前存在的若干问题.
关　键　词:飞行试验;飞行控制;飞行力学;电传操纵;现代战斗机
现代战斗机即所谓第三代战斗机,如:F16,
F18,CY-27,Rafale,EF2000等,有如下特征:先进的
气动布局,电传飞行控制系统,高度综合化的航空
电子系统,高性能的动力装置,包括复合材料的优
化结构.由于采用了这些新技术,使飞机具有宽阔
的性能包线,优良的飞行品质,突出的机动性,多
功能通讯、导航、武器火控和电子战的能力.这些
特点给现代战斗机的飞行试验带来了许多不同于
以往飞机的飞行试验要求、内容、规模和技术.本
文主要根据自己的飞行试验实践,结合国外第三
代飞机的试飞经验,概述了现代战斗机试飞的特
点、组织管理和试飞技术以及存在的某些问题.
1　现代战斗机飞行试验的特点
1.1　试飞架次和周期
现代战斗机的试飞架次约1500~4000次,试
飞时间约2000~5000h.试飞周期大约是整个飞
机研制周期的1/4~1/2,自然时间3~8a.之所以
规模如此之大,耗时如此之长,其主要原因是:
1)飞机包线宽阔
为安全起见,速度、高度、过载、迎角等包线扩
展都要循序渐进,逐步扩展.全加力情况下,每分
钟耗油达几百公斤,这样一个架次中做动作的时
间只有几分钟.诸如此类的因素会增加很多试飞
起落.
2)飞机功能多、构型多、武器种类多
现代飞机功能全,作战对象多,模式多,空/
空、空/地、空/海;通讯、导航、识别;作战、巡航、侦
察,电子战,空中加油等.任务和目的不同,带来许
多不同试飞剖面和试飞构型.
3)新技术应用多、系统余度多
现代战斗机是先进技术的综合,否则不可能
体现整体作战性能.这样就使得飞机需要验证的
新技术多,需要考核的系统多.为了飞机的可靠性
和生存力,绝大部分的系统都采用了余度的概念.
多数情况下,正常系统和应急系统,系统重构和转
换都要加以验证,这也是造成飞行架次多的重要
原因.
1.2　机载测试和地面实时监控
现代战斗机试飞的参数采集量达几千,地面
实时监控参数达一、两千个.
1.2.1　机载测试参数多的原因
1)系统复杂,需测试监控和验证的参数多
一个四余度的数字电传操纵系统所需采集的
参数约几百;航电系统主总线的数据量一千以上.
如果要测试记录各个分系统的内部总线信息,其
总信息量会成倍增加.
2)加装测试传感器
为了考核飞机及系统性能,了解飞机及系统
的工作环境,试飞过程中往往需要测试大量的应
变、振动、流量、压力、温度等,需要加装的传感器
很多.这一部分的参数量达几百个.
3)综合试飞的需要
为了提高飞行试验的有效性,缩短试飞周期,
减少试飞起落,尽可能采用综合试飞技术,要求飞
机测试的参数尽可能覆盖各专业的需要,为此增
加了测试参数数量.
4)参试飞机互为备份的概念
参试飞机出现故障甚至出现意外事故的可能
性是存在的.为了不影响整个工程的进度,采取了
参试飞机间互为备份的概念,这就要求两架飞机
的测试参数要能够相互覆盖,增加了飞机参数的
测试量.
1.2.2　要求地面实时监控的原因
1)保证飞行安全
现代战斗机的座舱信息非常丰富,但仍然是
总体性的.对于系统内部的细微变化不可能都显
示出来.即使能调出详细信息,由于试飞员精力有
限,必须靠地面专业人员协助监控飞机及其系统
的状况.
对于那些需要计算而且通过判据识别风险的
特性参数,如颤振阻尼,系统稳定裕度等更需要地
面实时解算和监控.
2)提高试飞效率
由于地面监控具有实时计算能力,试飞结果
可以及时得知,这就可以决策下一个起落可否进
行,如何进行,是否需要补充试验点或增加试飞动
作等等,这样可以大大提高飞行效率.
1.3　地面支持设施
现代战斗机的飞行试验更大程度地依赖地面
设施的支持.这里仅列举三项地面设施.
1)飞行仿真
飞行仿真对于飞控系统控制律开发、验证和
优化起着至关重要的作用.对于试飞,它对试飞员
的培训、试飞计划编排、任务单演练、试飞结果预
测、安全措施拟订都具有重要的作用.特别是对那
些风险科目,意义更加重大.把飞行模拟器作为一
个培训和交流平台,可收到多、快、好、省的效果.
2)航空电子实验室
这是系统综合、开发和验证设施,也是试飞过
程中排故、试飞方案制定和预演的平台.从经验来
看,一个综合性强、使用方便的试飞现场航空电子
系统支持设施是非常必要的.
3)机载测试系统地面支持设施
现代战斗机试飞,要求有很复杂的机载测试
系统.这个系统的规模和复杂性不亚于飞机上一
个大型的子系统,其采集记录和遥测传输的信号
类型几乎覆盖了全机系统所有的信号类型.为了
保证这套系统配套合理、检校准确、集成可靠、操
作方便、排故迅速,同样需要一套完备的地面支持
实验室.
1.4　它机试飞
它机试飞,是型号试飞的重要组成部分,其主
要目的是减少主机风险,缩短主机试飞周期,培训
试飞员.
这里主要提及两种试验机,一是空中飞行模
拟试验机;二是空中航空电子试验机.空中飞行模
拟试验机主要是验证本机飞行控制律是否满足飞
行品质规范要求,从而优化设计;另外一个主要目
的就是培训试飞员.美国空军所有新机必须经过
空中飞行模拟这个环节.
航空电子试验机在现代战斗机试飞中承担着
非常重要的任务,这是因为现代航空电子系统的
综合程度高,软件复杂,敏感单元多,天线既多又
密,对环境非常敏感,地面环境很难代替空中.一
般说来,包括雷达和电子战的航空电子系统在空
中它机试飞的时间需要有几百飞行小时.
总之,现代战斗机应用的新技术越多,它机试
飞越需要.
1.5　现代战斗机试飞的组织管理
一流飞机的诞生需要有一流的设计、制造,也
需要有一流的试飞.而从事一流试飞又必须有一
个集研制、试飞和使用方于一体的联合试飞力量.
基于这种理念,现代试飞的组织管理出现两个原
则:即联合试飞和主场地原则.所谓联合试飞,即
飞机及其系统的研制厂所,试飞鉴定单位和使用
部队共同组织一个试飞队伍,从制定试飞方案和
计划到处理和分析技术问题,分工负责,共同磋
商,相互支持.对于一个重大型号来讲,参加这种
试飞的人数多达数百人.
为了开展联合试飞,在试飞地点的选择上采
用主场地原则(principale site),即整个试飞尽可能
集中于一地进行.力求避免重复,缩短周期,也便
于集中优势力量让试飞顺利进行.
2　飞行试验技术
任何一种航空新技术应用都要有相应的新的
试飞手段来考核验证.或者是试飞新机动动作,或
者是新采集记录方法,或者是新的数据处理软件.
但是对现代战斗机来说,对飞行试验技术影响最
大的莫过于电传飞机的飞行控制系统,这里仅就
这方面的某些试飞科目做一简述.
2.1　飞控系统稳定裕度试飞
控制系统稳定裕度测试这是一般实验室利用
通用设备进行的一项常规工作.但是要在飞行中
测试飞行控制系统的稳定裕度就要解决许多特殊
问题.
1)系统输入
系统的输入是驾驶杆力或位移,它是通过驾
驶员手工扫频来实现的.频率为0·2~5Hz.要求
驾驶员从低频到高频连续扫瞄,尽可能使各个频
点有足够的谐波信息.扫频的幅值要适当大,以便
克服非线性影响.不同频率下的幅值也尽可能保
持相等.与此同时,还要尽可能保持飞行状态不
变.要做到这一点主要靠试飞员平日训练,特别是
飞行模拟器上的训练.
2)系统输出
系统输出点的选择要根据系统状态,因为飞
控系统是一个多回路系统,多个操纵舵面,且舵面
之间有交联.一般说来,将驾驶杆指令作为输入,
而系统总反馈信号作为输出,计算出开环频率特
性,即可得出系统的相位储备和增益储备.特殊情
况下,需要测试某一特定控制环的稳定储备,只要
这个特定控制环的输入和综合反馈信号是可测
的,或是间接可测的.
3)数据处理
可以采用专用的频率特性处理软件得到系统
频率特性,但是对信号的滤波处理非常重要,它直
接影响处理结果的有效性.
2.2　颤振激励
颤振试飞历来是飞机试飞中最受关注的课
题,因为它直接影响飞行安全.颤振激励的方式很
多,其中火箭激振是传统的试飞方法,这种方法简
单、作用时间短,特别在全加力或俯冲状态情况
下,作用时间显得十分宝贵,但对于电传操纵的飞
机来说,必须采用一种新型的颤振激励系统,即用
一种机载信号发生单元将各种激励信号通过飞控
舵机驱动舵面,从而激励飞机结构和系统响应.这
种激励方法的优点是各谐波激励能量集中,效果
好;更重要的是,这种方法能测取所需测量点的输
入信号,从而进行频率特性分析,得出气动伺服弹
性(ASE)稳定裕度.这种方法的最大问题是把飞
控系统的动态特性带入整个系统动态特性中去.
这就要求数据处理分析中把这些特性分辨出来,
以便进行结构动特性分析.另一方面,由于舵机频
带限制,使高达50~70Hz的结构模态很难激励出
来,这就要求在激励幅值的选择上采取随频率变
化,激励幅值也自动改变.如果不这样做,从低频
到高频采用同一幅值,要么低频响应过大,影响安
全;要么高频响应激励不出来,无法分析.
各种激励方法都有其优缺点,发展趋势是用
多种激励方法进行关键状态的颤振试飞,以便得
出合理和可靠的结果,所付出的代价是增加了飞
行起落和时间.值得注意的是,利用飞行中大气紊
流对飞机激励响应,进行颤振分析是极有前途的,
既安全又节省.事实表明,许多情况下大气紊流的
激励能量是相当可观的,甚至比人工激励的能量
还要大.
还应该指出,在新机试飞中采用的颤振激励
系统(FES)不但用于颤振和ASE激励,还可以进
行飞控稳定裕度试飞.尤其是航向系统稳定裕度
试飞,必须依赖这种设备,因为驾驶员很难用脚蹬
去进行人工扫频.FES还可以产生其它信号进行
其它科目的试飞,如:阶跃、脉冲,“3211”等,这对
操稳分析和系统辩识具有极重要的意义.总之,
FES对于试飞工程师们来说具有无限的潜力.
2.3　人机闭环飞行品质试飞
只要是有人驾驶飞行器都有人机闭环飞行品
质问题.由于电传操纵系统具有突出的高阶性、高
增益性和时间延迟,加上系统内增加了各种信号
交联,使得飞机和驾驶员行为之间的耦合关系更
为复杂.在一般情况下,因为控制律不断的优化和
迭代,使电传飞机具有优良的飞行品质;但在特殊
情况下,如驾驶员执行高增益的任务,就有可能形
成飞行品质的突降(cliff),产生人机闭环耦合振
荡.因为这种情况不是经典的开环品质指标所能
反映的,所以现代战斗机试飞强调人机闭环飞行
品质试飞.这种试飞就是给飞行员一个高增益任
务,如精确跟踪、空中加油、定点纠偏着陆等等,飞
行结果和结论主要依赖驾驶员定性评述,参考一
定的飞行参数,甚至整理出一定的闭环性能指标,
如HQDT(跟踪操纵品质)等.应指出的是,这些试
飞验证能说明一定问题,但不能说明全部问题.主
要原因是所谓的驾驶员高增益与心理有关,很难
形成和确定.截止目前为止,没有一套公认的、可
用于工程判断的性能指标去辩识是否存在可能的
驾驶员诱发振荡(PIO)问题.既要按常规品质规范
检查各种开环指标要求,也要进行人机闭环飞行
品质试飞.同时,还要用变稳飞机对试飞员进行飞
行品质培训.
应该特别指出的是,速率饱和非线性是造成
人机闭环耦合振荡的主要因素之一.如果由于某
种原因,如临近跑道的局部气流扰动引起驾驶杆
修正过快过大,造成飞控系统速率饱和,从而使飞
机响应对操纵指令的相位滞后达到180°,形成
PIO,这是一种非常危险的情形.不少电传飞机失
事都与此相关,对此应引起新机研制者和飞行试
验工程师足够警惕,应从飞控系统研制、飞行员培
训和飞行试验方案上做更多的工作,防止事故发
生.
2.4　大迎角试飞
航空技术愈发展,大迎角试飞变得愈重要.
过去的战斗机研究大迎角主要是研究飞机气动特
性,防止飞机进入失速/尾旋,一旦进入如何改出,
保证飞行安全.那时的飞机机动只把迎角使用到
十几度的范围;今天的三代机除研究它的气动特
性外,还要研究大迎角的控制律,把正常的飞机使
用机动迎角扩展到限制器的范围,例如近30°,而
且要验证控制律能否自动防止进入失速/尾旋,一
旦进入也能自动改出到安全范围.随着矢量推力
技术的应用,下一代战斗机把飞机更大范围的迎
角作为正常使用迎角,即过失速机动,使用迎角达
50°以上.所有这些都必须通过飞行试验来验证,
迎角越大,地面风洞数据可靠性越需要飞行试验
来验证.
对现代战斗机的试飞,大迎角试飞分为可控
区和非可控区两个阶段,在迎角限制范围内为可
控区;在迎角限制器范围之外为非可控区.在可控
区范围内,通过试飞来考核飞机在20°~30°迎角
范围的操纵性和稳定性;确定最小机动速度和最
小平飞速度;检查和验证迎角限制控制律的正确
性和合理性.在试飞方法上,用常规的操纵动作,
如阶跃、脉冲、扫频、纵横航向复合操纵来考核飞
机的飞行品质.不过其操纵幅值较常规操纵要大,
逐步达到极值,操纵速度也偏于急猛.因为在迎角
限制器范围内,失速迎角尚未确定,但确定最小机
动速度和最小平飞速度对部队使用又非常重要,
为此用保持45°稳定盘旋所达到的表速确定为最
小机动表速;用稳定平飞所达到的最小表速作为
最小平飞表速;用收敛转弯和减速转弯来验证迎
角限制器边界.应该指出,即使进行可控区内的大
迎角试飞也应该采取适当的安全措施.这种措施
应包括两个方面:一是在控制律中设置临时限制
边界,即在最大边界内按2°之差设置2个临时边
界,即αmax-4°和αmax-2°,逐步达到αmax;另一个
措施是加装反尾旋伞,一旦由于某种特殊原因使
飞机进入失速/尾旋,通过正常方式又无法使飞机
改出来时,可以通过反尾旋伞使飞机恢复到可控
状态.有了这些措施,还可以进行一些较为激烈的
战术机动动作来考核迎角限制器的可靠性.如果
这些试飞表明,飞机还有放宽迎角限制器的潜力,
还可以在αmax的基础上按2°的增量适当扩大飞机
的迎角限制包线.
可控区试飞结束后,应进行超出α限制值的
非可控区的大迎角试飞.进入该区有两种方法:一
是使用飞控系统的直链摸态,直接进入失速/尾旋
试飞,前提是此时飞机应可控;另一种方法是人工
切断迎角限制器,试飞员通过正常系统使飞机进
入非可控的大迎角区,首先考核飞机失速和偏离
特性以及反尾旋摸态的功能和可靠性;最后还要
进行失速/尾旋试飞,确定飞机大迎角气动特性以
及进入失速/尾旋后的改出方法.
大迎角试飞是一项风险性极大的试飞科目,
最大风险在于飞机的行为难以准确予测.为了减
少风险,作好充分的技术准备是非常必要的,包括
仔细研究风洞试验结果,特别是垂直风洞试验结
果;进行模型试飞,摸清飞机的尾旋摸态和改尾旋
方法;在此基础上,进行充分的地面模拟和试飞员
培训.同时,还要研制和落实有效的反尾旋措施,
一般反尾旋伞更为合适.飞机测试对于尾旋试飞
也特别重要,尤其是迎角传感器,其范围选择和校
准显得更为突出,必要时要专门研制能适应大范
围测试的迎角传感器.
3　飞行试验存在的问题
几年来,飞行试验事业有了质的飞跃.从试飞
技术、设施建设、试飞员培训、软件开发、机务保障
以及试飞组织管理等各方面都有长足的进步.但
是我国的飞行试验仍然存在许多不足之处.
1)对飞行试验的认识较为肤浅
许多人简单认为,试飞是型号研制的最后阶
段,没有从顶层上、从深度上把它作为一个系统的
工程科学来认识.一种新型号,往往一到试飞就急
功近利,急于求成.正确的做法是从工程总体方案
中就应规划试飞,从飞机设计开始就要进行飞行
试验设计,从投入和周期上都要给飞行试验留有
充分的余地.应该认识到,所谓原型机不过是为了
达到使用技术要求而研制出来的试验机.有了这
个思想,许多飞行试验的问题在设计中均应考虑.
试飞员和试飞工程师是飞机设计成员的一部分.
只有这样才不至于使型号试飞过于吃力,捉襟见
肘,甚至把许多重要问题留到部队使用中.
2)预研和技术攻关不够
试飞是一门实践性极强的科学,要与时俱进,
许多技术发展要领先研究.由于基础工作开展得
不够扎实,真正到了型号定型试飞,时间和人力都
不允许做过细工作,这势必影响试飞的安全、质量
和效率;有些最基础的科目都无法全面进行.
3)它机预先验证不够
型号试飞的一个基本原则是:能在地面解决
的问题不要带到天上;能在它机上分担的风险,不
要带到本机上.对这个基本原则贯彻不够.特别是
航空电子系统.航空电子系统本机试飞周期最长,
实际起落不多,大部分时间在排故和优化系统.有
些功能和性能考验不充分.飞机到了部队还在不
断改,不断飞,难以形成战斗力.不能不说是一种
教训.美国F22的航电软件系统在地面综合试验
达1~2万小时,在波音757飞机改装的电子试验
机上综合飞行达4~5百小时.他们的做法值得借
鉴.
4)试飞员培训仍有较大差距
与国际水平相比,试飞员理论和实践培训都
不够,与国际交流也非常不够.在一些人的头脑
里,似乎试飞员和飞行员没有多大差别,这是试飞
科目进行得不够深入的重要原因之一.
5)试飞与设计结合的不紧密
当前飞机设计介入试飞的深度有了改观,但
试飞介入设计的深度太浅,这种情况直接影响到
试飞的质量.应该说这是两门学问,彼此不能相互
代替,只能是互相结合,才有利于航空事业的发
展.
4　结　论
1)现代战斗机飞行试验的特点是试飞起落
多;机载采集记录和地面实时监控参数多;更大程
度依赖地面设施支持;它机试飞是现代战斗机试
飞工作的重要组成部分;在组织管理上贯彻联合
试飞和主场地原则.
2)在试飞技术上,电传操纵的应用使现代战
斗机的试飞技术与以往飞机有很大区别,如飞控
稳定裕度试飞;颤振/ASE试飞;人机闭环飞行品
质试飞;大迎角试飞等等,都必须高度重视.
3)虽然我国飞行试飞技术较以前有了很大
的提高,但仍然存在许多问题有待于去思考和改
进.这些问题主要是对飞行试验的认识肤浅,对试
飞技术的予研和攻关不够,对它机试飞的作用重
视不够,对试飞员的技术培训有待加强;试飞和设
计彼此之间的融合仍需努力.

航空航天概论论文

　　我的航天技术论文
　　在过去半年中，接连发生了两起重大航天灾难。尽管人们备感痛惜，但这些挫折并不能阻挡人类进军宇宙的步伐。 既然航天活动风险如此之大，为什么人类依然不放弃进军宇宙的梦想呢？从长期看，地球的资源是有限的，人类总有一天必须走出自己的摇篮；从中短期看，航天活动可带来巨大回报，是一个国家综合国力的体现。进军宇宙是人类现在和未来的一项伟大事业。于是，载人航天成为现代航天科技发展的重中之重……

　　中国载人航天技术的发展及其意义和前景

　　俗话说，天高任鸟飞，海阔凭鱼跃。人类在漫长的社会进步中不断扩展自身的生存空间。现在，人类的活动范围已经历了从陆地到海洋，从海洋到大气层空间，再从大气层空间到太空的逐步发展过程。人类活动范围的每一次扩展都是一次伟大的飞跃。

　　中国载人航天技术的发展历程
　　很久以前，人类就有飞出地球、探知太空奥秘和开发宇宙资源的愿望，我国古代的不少神话故事便是突出的反映。最典型的是流传很广的嫦娥奔月，它描写一个叫嫦娥的美女，偷吃了丈夫后羿从西王母那里求得的长生不老的仙药后，身体变轻飘到月亮上去了。
　　历史上第一个试验乘火箭上天的人是15世纪中国官员万户。1945年，美国学者基姆在他的《火箭与喷气发动机》一书中是这样描写的：万户先做了两个大风筝，并排装在一把椅子的两边。然后，他在椅子下面捆绑了47支当时能买到的最大火箭。准备完毕后，万户坐在椅子当中，然后命其仆人点燃火箭。但是，随着一声巨响，他消失在火焰和烟雾中，人类首次火箭飞行尝试没有成功。
　　20世纪80年代，改革开放带来了航天技术的春天。1986年，中共中央、国务院批准了《高技术研究发展计划("863"计划)纲要》，把航天技术列为我国高技术研究发展的重点之一。"863"高技术航天领域的专家们对我国航天技术未来的发展进行了深入细致的论证，描绘了我国航天技术发展前景的蓝图，一致认为载人航天是我国继人造卫星工程之后合乎逻辑的下一步发展目标。1992年1月，党中央批准研制载人飞船工程。自此，我国的载人航天工程正式启动。1999年11月20日，我国成功发射了自行研制的第一艘飞船神舟1号，成为世界上第三个发射宇宙飞船的国家。此后，又分别把神舟2、3和4号送上九重天。在1992年开始研制载人飞船之前，我国"863"高技术航天领域的专家们曾为研制哪种运输器这个问题进行了几年的研究，即对从研制飞船起步和越过载人飞船直接发展航天飞机的多种技术方案进行了充分的论证、比较和分析，甚至还激烈地争论过。
　　2003年10月15日圆了万户的梦，因为在这一天中国人民期待已久的第一艘载人飞船神舟5号顺利升空并安全返回，实现了中华千年飞天的理想。它也打破了美国和苏联.俄罗斯在这一领域的多年垄断格局，成为世界第3个独立自主研制并发射载人航天器的国家，这对世界载人航天事业的发展和振兴中华会起到巨大的推动作用。

　　载人航天的重大意义
　　历史上，远洋航海技术的兴起，导致了世界贸易的发展、世界市场的开辟和近代科学的一系列成就，开始了一个"全球文明"的时代。当代载人航天技术的问世，则使人类走出地球这一摇篮而到达太空，开始了一个"空间文明"的新时代。
　　载人航天是航天技术向更高阶段的发展。不过，由于载人航天技术与无人航天技术有很大差别，主要反映在安全性、复杂性和成本高三个方面，所以从1961年第一名航天员上天到现在，它还没有表现出特别明显的用途。但从可以预见的未来来看，人类现在面临的资源枯竭、人口急增等急待解决的几大问题，只有通过开放地球、扩大人类生存空间来解决。即使在当代，发展载人航天也可以起到以下作用：
　　首先，它能体现一个国家综合国力和提升国际威望。因为航天技术的水平与成就是一个国家经济、科学和技术实力的综合反映。载人航天是航天技术向更高阶段的发展，载人航天的突破--用本国的载人航天器将航天员送入太空并安全返回，更是一个国家综合国力强大的标志。发展载人航天需要依靠先进的技术水平、发达的工业基础和雄厚的经济实力。迄今为止，只有俄罗斯和美国实现了载人航天。其他拥有一定航天技术基础或较强经济实力的国家，虽欲染指载人航天，但因力不从心，所以只能求助于与他们合作，出钱出资，用俄、美的载人航天器将本国航天员送上太空，以图逐步加入世界"载人航天俱乐部"。邓小平同志曾经说过：没有两弹一星就没有中国的大国地位。所以，我国航天员进入太空，也能像上世纪六七十年代我国拥有"两弹一星"那样，引起全世界注视，提高我国的国际地位，振奋民族精神，增强全民的凝聚力。
　　其次，它能体现现代科技多个领域的成就，同时又给现代科技各个领域提出新的发展需求，从而可以大大促进整个科技的发展，并将为培养和造就航天科技人才作贡献。例如，就载人航天器本身的研制和运行而言，它对通信、遥感、推进、测量、材料、计算机、系统工程、自动控制、环境控制和生命保障等技术提出了很高的要求，因而大大推动了这些技术的进步。
　　再有，载人航天的发展能促进太空资源的开发，为地球上的人类造福。载人航天器所处的高远位置和微重力等特殊环境，可为科研提供一个理想的实验场所，它在推动生命科学与生物技术、微重力科学与应用等许多方面正发挥着重要作用，并有望在一些前沿学科上取得突破性进展，为人类带来巨大的效益。一些国家已经在太空制药、太空育种和太空材料加工等领域取得显著成果，并准备建造太空工厂，其效率和效益不可限量。
　　另外，地球能容纳的人口是有限的，大约80亿～110亿，因此有些人已经开始研究向外空移民的方案；地球上的能源也日益紧张，那么是否可以到别的星球开发矿藏呢？这是科学家所关心的一个问题，而且不是天方夜潭，因为类似载人登月等许多过去可望不可及的神话和幻想，如今有不少都变成了现实。
　　最后，载人航天具有巨大的军事潜力。使用载人航天器可以很好地完成侦察和监视任务；灵活部署、修理和组装大型军用卫星；安全而连续地指挥和控制地面军事力量；还能作为特殊武器的试验场。例如，早在1965年12月，美国双子星座7号飞船上的航天员就曾用红外遥感器监视和跟踪了1枚潜射导弹的发射，所获信息比潜艇上的观察人员报告的还要快。第1次、2次海湾战期间，和平号空间站与"国际空间站"上的航天员对战区进行了大量观测活动，取得了许多有用的信息。
　　中国载人航天的未来前景
　　中国载人航天将实施"三步走"的发展战略。中国在成功发射4艘无人试验飞船的基础上，已将首位航天员送入太空，实现了载人航天的历史性突破。然而这只是第一步。第二步除继续用载人飞船进行对地观测和空间试验外，重点包括出舱活动、空间交会对接试验和发射长期自主飞行、短期有人照料的空间实验室，以尽早建成完整配套的空间工程大系统，解决一定规模的空间应用问题。第三步是建造更大的长期有人照料的空间站。

　　航空航天技术 为航空航天活动的顺利进行而创立的一系列高级复杂的施工作业程序。它涉及人力资源配置，设备仪器搭配与安装使用等艰深的学术作业。是国家，民族，乃至整个人类发展的高度追求。

　　航空航天电子技术 航空航天电子技术(electronics for aeronautics and astronautics)
　　[编辑本段]概述
　　应用于航空工程和航天工程的电子与电磁波理论和技术。在现代航空和航天工程中电子系统是重要的系统之一。
　　[编辑本段]组成
　　它按功能分为通信、导航、雷达、目标识别、遥测、遥控、遥感、火控、制导、电子对抗等系统。各种系统一般包括飞行器上的电子系统和相应的地面电子系统两部分，这两部分通过电磁波传输信号合成为一个系统。和这些电子系统有关的电子理论和技术有通信理论、电磁场理论、电波传播、天线、检测理论和技术、编码理论和技术、信号处理技术等，而微电子技术和电子计算机技术则是提高各种电子系统性能的基础。它们的发展使飞行器上的电子系统进一步小型化和具有实时处理更大量数据的能力，进而使飞机的性能（机动能力、火控能力、全天候飞行、自动着陆等）大为提高，航天器的功能(科学探测、资源勘测、通信广播、侦察预警等)日益扩大。
　　[编辑本段]特点
　　一、航空航天飞行器上电子设备的特点是：
　　①要求体积小、重量轻和功耗小;②能在恶劣的环境条件下工作;③高效率、高可靠和长寿命。在高性能飞机和航天器上，这些要求尤为严格。飞机和航天器的舱室容积、载重和电源受到严格限制。卫星上设备重量每增加1公斤，运载火箭的发射重量就要增加几百公斤或更多。导弹和航天器要承受严重的冲击过载、强振动和粒子辐射等。一些航天器的工作时间很长，如静止轨道通信卫星的长达7～10年，而深空探测器的工作时间更长。因此，航空航天用的电子元器件要经过极严格的质量控制和筛选，而电子系统的设计需要充分运用可靠性理论和冗余技术。
　　二、航空航天电子技术的主要发展方向是：
　　①充分利用电子计算机和大规模集成电路，提高航空航天电子系统的综合化、自动化和智能化水平；②提高实时信号处理和数据处理的能力和数据传输的速率；③发展高速率和超高速率的大规模集成电路；④发展更高频率波段（毫米波、红外、光频）的电子技术；⑤发展可靠性更高和寿命更长的各种电子元器件。

　　航空航天基本知识

　　我们知道，人类的家园是地球，而地球的外面覆盖着一层大气，如果没有水和大气以及适宜的温度和环境，生物是很难生存的。

　　通常，在人们的眼中，“天”很高，要想冲出厚厚的大气层，进入太空非常非常困难。其实，与地球相比，大气层是很稀薄的。

　　人们知道，地球的直径大约为12700千米，而大气层的厚度只有100 -800千米。如果将地球比作一个苹果的话，那么，我们可以把大气层看成是苹果的皮，可这层“苹果皮”本身却是变化多端的。

　　比如最贴近地球表面的一层，叫作对流层，其高度从海平面起一直到大约11000米止，其顶界是随纬度、季节等情况而变化的，在赤道地区为17000米，在中纬度地区（如北京、天津地区）为11000米，在地球两极地区则为7000-8000米。

　　对流层的主要特点是，空气温度随着高度的增加而降低，因而又称为变温层，平均而言高度每上升1000米，气温约下降6.5℃。与此同时，气压也随高度的增加而降低。由于地球引力的作用，在 5500米的高度范围内，包含了大气总量的一半，而整个对流层，大约占了全部大气质量的四分之三。

　　由于几乎所有的水蒸气都集中在这一层大气内，再加上大量的微粒，因而，这里也是风云变幻最为剧烈的一层。从大约11000米的高度起，直到30500米左右，其大气温度基本不变，平均保持在-56.5℃上下，因此被称为同温层（实际情况是：在25000米以下，气温随高度的升高而上升。在同温层顶，气温约升至-43至-33℃）。同温层的气温之所以具有这样的特点，是因为该层大气离地球表面较远，受地面温度的影响较小，并且其顶部存在着臭氧，能够直接吸收太阳的辐射热等。

　　同温层所包含的空气质量大约占整个大气的四分之一弱。在这一层大气内，没有上下对流，只有水平方向的风，所以又叫作平流层。另外，该层大气几乎不存在水蒸气，基本上没有云、雾、雨、雹等气象变化的现象，这对飞行器的平稳飞行是非常有利的。不过，由于空气密度很小，飞机在这一高度层上又不适宜机动飞行。

　　人类的航空活动差不多都集中在对流层和同温层内。为了保证飞机和发动机的工作效率，飞机飞行的高度一般不超过30千米的界限。

　　从30千米到80-100千米的高度范围，被称为中间层。这一层空气的特点是：以 45千米为界，温度先升后降。由于大量的臭氧存在，其气温先由同温层顶的-33℃提高到17至40℃左右；从45千米起，随着高度的升高，气温又开始下降，一直降低到-65.5℃至-113℃。

　　中间层的空气已经很稀薄了，其空气质量约只占整个大气层的1/3000。在80千米高度上，空气的密度只有地面的五万分之一；而在100千米高度上，空气的密度仅为地面的一千万分之八。由于空气非常稀薄，并且气体开始呈现电离现象，因此，人们一般把飞行高度达到80—100千米的飞行器，看成是不依靠大气飞行的航天器。

　　1967年10月，美国试飞员约瑟夫·沃尔克驾驶X-15A火箭飞机飞出了 7297千米/小时的惊人速度，创造了有人驾驶飞机速度的世界纪录。而且，他还曾多次飞到了80千米以上的高空，成为美国第一个“驾驶飞机的宇航员”。按照美国航空航天局规定：飞行高度超过80千米的飞行员即可称为宇航员.

　　在中间层之上直至800千米高空的范围，称作电离层。其特点是：含有大量的带正电或负电的离子，空气具有导电性。并且，其温度随高度的增大而迅速升高，在200千米高度时，气温可达400℃。所以，这里又被人们叫作“暖层”。

　　在电离层顶端之外，便是大气的最外层——“散逸层”了。由于地球引力的减弱，气体分子和等离子体与地球已若即若离。

　　电离层和散逸层的空气密度极低，对太空飞行器的影响已很小，因此，人类大部分的航天活动都是在它们之内（或之外）进行的。

　　航空与航天的区别:

　　航空与航天是人们经常接触的两个技术名词，两者虽然仅一字之差，却被称为两大技术门类，这是为什么呢？

　　您稍加注意即可发现，航空技术主要是研制军用飞机、民用飞机及吸气发动机，航天技术主要是研制无人航天器、载人航天器、运载火箭和导弹武器，最能集中体现两者成果的是航空器和航天器。从航空器与航天器的重大区别上即可看出两个技术领域的显著差异。

　　第一，飞行环境不同。所有航空器都是在稠密大气层中飞行的，其工作高度有限。现代飞机最大飞行高度也就是距离地面30多千米。即使以后飞机上升高度提高，它也离不开稠密大气层。而航天器冲出稠密大气层后，要在近于真空的宇宙空间以类似自然天体的运动规律飞行，其运行轨道的近地点高度至少也在100千米以上。对在运行中的航天器来讲，还要研究太空飞行环境。

　　第二，动力装置不同。航空器都应用吸气发动机提供推力，吸收空气中的氧气作氧化剂，本身只携带燃烧剂。而航天器其发射和运行都应用火箭发动机提供推力，既带燃烧剂又带氧化剂。吸气发动机离开空气就无法工作，而火箭发动机离开空气则阻力减小有效推力更大。吸气发动机包括燃烧剂箱在内都可随飞机多次使用，而发射航天器的运载火箭都是一次性使用。虽然航天飞机的固体助推器经过回收可以重复使用20次，其轨道器液体火箭发动机可以重复使用50次，但与航空器使用的吸气发动机比较起来，使用次数仍然是很少的。吸气发动机所用的燃烧剂仅为航空汽油和航空煤油，而火箭发动机所用的推进剂却是多种多样的，既有液体的，也有固体的，还有固液型的。

　　第三，飞行速度不同。现代飞机最快速度也就是音速的三倍多，且是军用飞机。至于目前正在使用的客机，都是以亚音速飞行的。而航天器为了不致坠地，都是以非常高的速度在太空运行的。如在距地面600千米高的圆形轨道上运行的航天器，其速度是音速的22倍。所有航天器正常运行时都处于失重状态，若长期载人会使人产生失重生理效应，并影响健康。正因如此，航天员与飞机驾驶员比较起来，其选拔和训练要严格得多。一般人买票即可坐飞机，而花重金到太空遨游的人还必须通过专门培训。

　　第四，工作时限不同。无论是军用还是民用飞机，最大航程计约2万千米，最长飞行时间不超过一昼夜。其活动范围和工作时间都很有限，主要用于军事和交通运输。虽然通用轻型飞机应用广泛，但每次活动范围相对更小。而航天器在轨道上可持续工作非常长时间，如目前仍在使用的联盟TM号载人飞船，可与空间站对接后在太空运行数月之久。再如航天飞机，能在轨道上飞行7-30天，约1.5小时即可围绕地球飞行一周。载人航天器运行时间最长的当属和平号空间站，它在太空飞行了整整15个年头。至于无人航天器，如各种应用卫星，一般都在绕地轨道上工作多年。有的深空探测器，如先驱者10号，已在太空飞行了32年，正在飞出太阳系向银河系遨游。航空器的优点是能多次重复使用，而航天器除航天飞机外，只能一次性使用，载人宇宙飞船也不例外。

　　第五，升降方式不同。飞机的升空是从起飞线开始滑跑到离开地面，加速爬升到安全高度为止的运动过程。它返回地面降落时只要经过下滑和着陆即可。只有个别飞机如英国的“鹞”型战斗机采用发动机喷口转向的方式使飞机能够垂直起落，但机身并未竖起，仍处于水平位置。而至今为止的航天器发射，包括地面和海上的发射，顶部装着航天器的运载火箭都是垂直腾空的。在完成发射过程中，运载火箭要按程序掉头转向和逐级脱离，最终将航天器送入预定轨道运行。有的航天器发射，中间还要经过多次变轨，情况更为复杂。航天飞机虽然也能施放航天器，但它本身亦是垂直发射升空的。至于返回式航天器，其回归地面必须经历离轨、过渡、再入和着陆四个阶段，远比飞机降落困难。航空器的起飞、飞行和降落与航天器的发射、运行和返回，虽然都离不开地面中心的指挥，但两者的地面设施和保障系统及其工作性能与内容也是大有区别的。

　　世界航空航天大事件:

　　风筝起源古代中国，约14世纪传到欧洲

　　公元前500－400年中国人就开始制作木鸟并试验原始飞行器

　　1909年世界第一架轻型飞机在法国诞生

　　1903年12月14日至17日,由莱特兄弟设计制造的“飞行者”1号飞机，在人类航空史上首次实现了自主操纵飞行.这次试飞成功成为一个划时代的事件，人类航空史从此进入新的纪元

　　1947年10月14日美国著名试飞员查尔斯·耶格尔驾驶X—1飞机实现了突破音障飞行

　　1969年7月20日22时56分20秒，阿姆斯特迈出一小步成为全体地球人类的一大步

　　1957年10月4日

　　前苏联发射世界第一颗人造地球卫星。半年后，美国的人造卫星上天

　　1959年9月12日

　　前苏联发射“月球”2号探测器，为世界上第一个撞击月球表面的航天器

　　1961年4月12日

　　前苏联宇航员加加林成为世界第一位飞入太空的人

　　1969年7月20日

　　美国宇航员阿姆斯特朗乘坐“阿波罗”11号飞船，成为人类踏上月球的第一人

　　1970年12月15日

　　前苏联“金星”7号探测器首次在金星上着陆

　　1971年4月9日

　　前苏联“礼炮”1号空间站成为人类进入太空的第一个空间站。两年后，美国将“天空实验室”空间站送入太空

　　1971年12月2日

　　前苏联“火星”3号探测器在火星表面着陆。5年后，美国的“海盗”火星探测器登陆火星

　　1981年4月12日

　　世界第一架航天飞机---美国“哥伦比亚”号航天飞机发射成功

　　1986年1月28日

　　美国航天飞机“挑战者”号在升空73秒后爆炸

　　1986年2月20日

　　前苏联发射“和平”号空间站，服役已经超期8年，至今仍在运行，是目前最成功的人类空间站

　　1993年11月1日

　　美、俄签署协议，决定在“和平”号空间站的基础上，建造一座国际空间站，命名为阿尔法国际空间站

　　我国航空航天大事件:

　　1956年10月8日，我国第一个火箭导弹研究机构———国防部第五研究院成立。

　　1970年4月24日，长征一号运载火箭在酒泉卫星发射中心成功地发射了东方红一号卫星，我国成为世界上第三个独立研制和发射卫星的国家。

　　1975年11月26日，长征二号运载火箭在酒泉卫星发射中心成功地发射了我国第一颗返

　　回式科学试验卫星，并于3天后成功回收。

　　1984年4月8日，长征三号运载火箭在西昌卫星发射中心成功地发射了我国第一颗地球同步轨道卫星———东方红二号试验通信卫星。

　　1990年4月7日，中国用自行研制的长征三号运载火箭在西昌卫星发射中心成功地发射了亚洲一号通信卫星，这是中国长征系列运载火箭首次发射国外卫星，使我国在世界航天商业发射服务领域占有了一席之地。

　　1999年10月，我国和巴西联合研制的第一颗地球资源卫星顺利升空，并正常运行，这是我国首次在空间技术领域进行的全面国际合作。

　　2003年10月15日，“神舟”五号飞船成功发射，并于2003年10月16日圆满回收，使我国成为世界上第三个独立掌握载人航天技术的国家。

　　2003年12月和2004年7月，我国与欧洲空间局联合研制并发射了“探测一号”和“探测二号”科学卫星，“地球空间双星探测计划”取得圆满成功。

　　2004年1月23日，我国绕月探测工程正式由国务院批准立项。

　　2005年10月12日,神六成功发射.

航空电子通信系统关键技术问题的浅析

航空电子通信系统关键技术问题的浅析

摘要： 现代航空电子综合化技术的发展走走提高了飞机的性能，信息综合化技术中最重要的技术之一就是航空电子通信技术。基于MIL—s11卜l553B总线，本文分析了航空电子通信系统设计中若干关键性问题的解决逢轻。最后着重说明了某机械ACT飞控系统1553/3总线通信网络的实现技术。

关键词： 航空电子;通信;1553B总线

概述现代航空电子综合化技术的发展太大提高了飞机的性能，航空电子综合化的最关键基础是机载通信网络的组建。统计国内外机载电子通信系统，先进的大型民用飞机，如空中客车、渡音客机采用了ARINCA29或ARINC629建立了航空电子通信网络：而现役和正在研制的飞机绝大多数则基于MIL—STD一1553B建立了多路传输总线分布式航空电子通信系统。无论军民机，航空电子通信网络能够实现航空电子设备的信息综合，达到了航空电子信息综合化的目的。值得注意的是军机的高实时性、机动性和可靠性等特殊指标对航空电子通信系统提出了更高的要求。本文针对军机航空电子通信系统的关键性问题进行了分析说明，给出了先进可行的解决方案。最后以某机载ACT飞控系统的1553B总线通信网络为例，着重说明了其实现技术。

1 航电通信系统几个关键性问题的分析基于1553B多路传输总线网络。 航空电子信息综合化的三个特点是：第一。以1553B总线方式将多个物理分布的子系统连接成网;第二，由于各子系统工作模式、控制对象及数据产生、传输、处理的实时性要求等不同，因而在网络的布局、信息的传输控制方面各自会有特殊的要求;第三，虽然各个子系统是异步工作。但要完成飞行和作战任务，一些共享信息需要在统一的时基上处理才有效。所以需要建立航电时钟同步机制。因此，下面从航电通信系统的层次结构、网络的拓扑结构、通信控制方案和航电时钟同步设计等角度进行分析。

1.1 航电通信系统层次结构参考ISO的开放式互连系统七层模式，航空电子通信系统分为5层：应用层、驱动层、传输层、数据链路层和物理层，如图1所示。这5层之间功能划分应明确，接口应简单，从而为硬软件的设计实现奠定良好的基础。

应用层是通信系统的最高层次，它实现通信系统管理功能(如初始化、维护、重构等)和解释功能(如描述数据交换的含义、有效性、范围、格式等)。

驱动层是应用层与底层的软件接口。为实现应用层的管理功能，驱动层应能控制子系统内多路传输总线接口(简称MBI)的初始化、启动、停止、连接、断开、启动其自测试，监控其工作状态，控制其和子系统主机的数据交换。

传输层控制多路传输总线上的数据传输，传输层的任务包括信息处理、通道切换、同步管理等。

数据链路层按照MIL—STD一1553B规定。控制总线上各条消息的传输序列。

物理层按照MIL—STD一1553B规定，处理1553B总线物理介质上的位流传输。

应用层、驱动层在各个子系统主机上实现，传输层、数据链路层、物理层在MBI上实现。

1.2 通信网络的拓扑结构选择航电通信网络的拓扑结构是指航电各个子系统物理上的互连结构。理论分析仿真和实际应用验证(如F一16、F一18、A一10、B一52等军机应用)的典型拓扑结构有以下三种：

第一，单一级总线拓扑结构，在该拓扑结构中，航电所有的子系统均连接到同一1553B总线电缆上。该结构适用于子系统数量较少、网络通信负荷量较低的航电系统。

第二，多个单级总线拓扑结构，在该拓扑结构中，航电的各子系统按功能相近或相互 阃 通信交换信息频繁度分类。将不同类子系统分别连至2个或多个1553B总线上 该结构适用于子系统数量较多、网络通信负荷量较重(单一级总线无法满足)的航电系统。典型例子如将航电通信网络组建为控制导航和武器管理两个总线。

第三，多级总线拓扑结构，在该拓扑结构中。至少存在通信功能层次高低有别的两级1553B总线，一般下级总线需接收上级总线的控制命令，同时向上一级总线回送工作参数。该结构适用于航空电子中部分子系统的功能单元数量较多、各单元需要1553B总线(即下级总线)连网通信，最终各个子系统通过上级1553B总线互连的航电系统。该结构管理复杂。不仅要求设计好上下总线 阃 的硬件网关，而且要组织好上下级总线间的信息交换。

航电通信设计者应根据机载电子设备的数量、通信的吞吐量、实时响应时问及通信的可靠性，从上述典型的网络拓扑结构中优选或组合出最佳的通信网络。

1.3通信控制方案1553B标准一“指令/响应式多路传输数据总线标准” 不仅支持集中模式的静态总线控制方案，而且支持分布模式的动态总线控制方案。

静态总线控制方案是由一个固定的总线控制器管理1553B总线上所有子系统间的消息通信。该方案具有通信控制简单、故障易检测、硬软件实现容易等优点，但存在集中控制网络固有的单点故障造成通信瘫痪的致命缺点。

动态总线控制方案是指1553B总线上有若干个具备作为总线控制器的子系统，但一个时 阃 段上仅允许一个作为总线控制器。总线控制权的交接方式有两种：时分制方式，即每个潜在的总线控制器被预先分配给固定的时间段来控制总线;循环交接控制权方式，该方式是按照各子系统的通信地址排列顺序交接控制权，该方式较时分制方式管理复杂但效率高。动态总线控制方案具有分布控制网络的优势一通信网络具备较强的可重构性和可靠性，却带来了通信控制复杂、故障检测难、硬软件实现难度大等缺点。

为满足航电总体指标的要求，综合分析静态/动态总线控制方案的特点。宜采用双余度静态总线控制器互为备份方式，其结构如图2所示。在此模式中，1553B总线上有两个具备总线控制能力的控制器。两者互为备份。上电时其中一个作为活动总线控制器管理总线通信。另一个则作为备份总线控制器;备份总线控制器一直监视活动总线控制器的工作状况。一旦发现其出现不可恢复的故障时，即替代之成为括动总线控制器管理总线通信。该方案既具有通信控制简单、故障易检测、硬软件实现容易等优点，又避免了单点故障造成通信瘫痪的致命缺点，是一种性能价格比优的可行控制方案。

1.4 时间同步机制由于航电系统的各子系统均分别按自己的计时时钟进行工作，其间必然存在计时误差问题。但为了实现各子系统之间的实时性任务和传输信息同步，要求航电通信系统提供一个统一的系统时间。

该时间的统一不仅是上电后的短时间内，而且在飞行中要一直保持。为实现这一需求，必须建立航电时间同步机制。该机制工作原理如下。

航电的每一个子系统均应具有一个时钟分辨率和长度都相同的实时计时器(RTC)，各子系统的实时计时器上电后。自动开始记数。由航电总线控制器周期性向各个子系统广播其实时计时器值，各个子系统按照此周期不断的计算自己的RTC与总线控制器RTC之间的误差，并以修正的统一的系统时间来处理实时任务。应根据航电系统及各个子系统对RTC精确度的要求。确定总线控制器广播RTC的周期值。当需要高精确度时，该周期值应小;反之，该周期值应选大一些。

采用该航电时间同步机制，实现了航电系统各个子系统的时基统一，保证了整个飞机飞行和作战高性能的发挥。

1.5 通信故障处理通信故障处理负责处理系统通信过程中发生的故障和错误。故障处理过程可分为临时故障和永久故障，临时故障指由于干扰出现的偶然性故障;而永久故障是由于子系统或通信电缆的硬件故障造成的`较长时间内或永久性存在的故障。

总线控制器对各个子系统报告的或电缆出现的通信故障，首先在双余度电缆上按系统要求进行若干次重试，若故障消失则认定为临时性故障;否则总线控制器将该故障记录在案，认定为永久性故障。

总线控制器对判定出的故障子系统下网，仅按一定查询周期去查询故障子系统;而对判定出的故障电缆需作记录。

非总线控制器所在子系统中发现的故障，分为以下三种处理方式：

第一，如果子系统中的多路总线接口硬件故障。

状态字中的终端标志位就应置位;第二，如果子系统中出现非MBI的故障，且此故障非瘫痪性故障，则状态字中的予系统标志位就应置位;第三，如果子系统中主机CPU停止了工作。应禁止MBI响应总线控制器命令。

2 某ACT飞控系统1553B总线通信网络的实现技术上述的航电通信系统关键问题及其解决途径，是一通用性设计准则。 具体到某航空电子通信系统或某一些特殊的航电分系统内部1553B通信网络的组建，就要进行必要的优化设计。下面以某机载ACT飞控系统的1553B总线通信网络为例，说明上述航电通信设计准则的具体应用技术。

某机载ACT飞控系统由4个子系统组成，它们是：飞控计算机(眦)、机上维护BIT(MBIT)装置、码声器和飞行参数记录装置。其中FLCC采用4余度控制策略。因而具有4个通道，每一通道均需一个1553B通信接口(MBI)。这样一来ACT飞控系统内部的1553B通信网络共有7个节点。

首先。ACT飞控系统采用了基于1553B总线的分布式通信系统。因而上述的航电通信系统5层结构同样可以适用。采用该层次结构保证了ACT飞控系统网络设计的正确性、清晰性、易修改性和高可靠性。

在网络拓扑结构方面，ACT飞控系统的7个节点，正常情况下一个作为总线控制器(BC)，其余作为远程终端(RT)。系统通信量不繁重且网络所连节点较少。因而选择单一级1553B总线拓扑结构既可满足通信要求，又能够方便实现。

在选择通信控制方案时，必须从ACT飞控系统是飞机电子设备中最关键且可靠性要求最高的特点出发。为保证FLCC的万无一失，作为总线控制器的FLCC采用互为备份的4余度通信控制设计方案，比通常的双余度备份方案吏为可靠。4余度通信控制方案决定了FLCC需要4个嵌入式MBI，其中一个作为BC管理1553B总线通信，其余作为RT(备份Bc)工作。仅当活动的Bc出现故障时。由地址较小的RT顶替之成为BC开始管理1553B总线通信。这里不再详述故障判定与处理等问题。

在时间同步方面，第一，ACT飞控系统的FLCCA余度通道间有严格的时间同步。这由FLO2内部时钟系统实现，属于多余度计算机设计范围内的问题，与1553B通信网络各个节点之间的时问同步层次不同;第二，FLCC、MBIT装置、码声器和飞行参数记录装置之间155313总线信息的传递是按照FLCC的时间周期12.5ms进行的，其消息的更迭呈周期性时间特性;各个节点间没有前面第二节所述对实时时钟(RTC)同步的要求，故未在各个节点中增加基于RTC的同步机制。

最后在故障处理方面，第一，FLCC采用了冗余设计思想。实现了4余度MBI互为备份的方案，这样MBI出现故障不至于影响系统整体性能;第二，一旦F1J：C的BC出现故障，FLCC内部其他的RT可监视到其故障出现并及时处理;第三，如果FLCC的BC发现MBIT装置、码声器和飞行参数记录装置中任意一个出现通信故障，首先进行消息重试，若故障消失则认定为临时性故障，否则对判定出的故障节点下网。

3 结束语

航空电子通信系统是一个复杂的机载分布式实时通信网络，涉及到航空电子多路传输总线上所有的电子设备，其顶层设计的好坏直接影响到整个飞机的性能。上述的航电通信系统层次结构、网络的拓扑结构、通信控制方案、航电时钟同步设计和通信故障处理等均是航空电子通信系统的关键技术问题，文中提出的各项解决途径及某机载ACT飞控系统的1553B总线通信网络设计方案可供航空电子设计者与具体实现者作以参考

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