甚至,在BA609船1的转子首次转过身来,在贝尔实验室管理集成软件Xworx车辆已经累计超过1000小时的液压系统运行测试(VMSIL,图13)。
利用BA609的VMSIL飞行控制执行机构和液压系统硬件安装在测试平台,模拟飞机接口和负载。
VMSIL也包含了一个飞机的驾驶舱装有代表观点的屏幕,允许它被用作一种飞行模拟器。
虽然主要的意图是为了证明VMSIL硬件和软件集成了FCC,精确的飞机已允许它被用来评估飞行控制驱动和液压系统硬件性能。
除了电脑,所有的BA609飞行控制执行机构样机开发使用一个常见的设计为液压控制歧管(图14)。
这个传统的设计组成了一servovalve =(EHSV电动液压旁路阀门solenoid-valve-controlled);解开缸工作中出现的错误事件;一个差压传感器,允许在三个活跃力达到平衡缸,能有效地减小力量战斗负荷(一种负荷控制概念运用在各种配置对其他飞机,包括V-22和RAH-66 Comanche);和一个压力安全阀,以减少气缸压力时不良失败条件。
为每个气缸总成,4 /流形(LVDT传感器线性变量)拟合为控制和监测EHSV芯,旁路阀芯,活塞和压差传感器。
伊洛瓦底江三角洲压力传感器、典型的其他的应用,包括spring-centered 活塞用一面然后延长压力和其他收回的压力。
通过测量活塞位移传感器(LVDT)是成正比的三角洲压力作用于ram活塞。
“原则上,这种流形设计提供了充分的三重冗余,允许持续运行之后的任何两个系统的失败。
这个流形的可靠度分析设计,无论是在哪个设计阶段,结束于2000年9月一系列的可靠性回顾,从而得出这种系统,运用产业接受率值的元件失效,顺应目前公认的可靠性要求。
然而,转子的控制执行器的关键功能在一个倾转旋翼资料,结合市场观念的指导下倾转旋翼机的可靠性,贝尔管理在2000年九月提出了更高的标准BA609飞行控制执行机构的可靠性。
贝尔颁布了flight-critical失效可靠性要求:“没有结合两种电或液压系统或组件故障,无论其预测的失败率,应防止一个飞行控制执行机构的安全飞机才允许继续运行。
”注意到pc机执行机构设计已经达到这一新的要求,因而不受影响。
以确定其性能原型系统的开发硬件在新的two-fail /操作要求,BA609飞行控制程序的
pilot-in-the-loop IPT发起了一个测试执行机构的破坏模式。
这些测试评估BA609组成的双重电气系统故障•。
双重电气零件•失败。
双液压系统故障•。
•双液压组件故障。
结合•单一电气系统单液压系统的故障。
结合•单一电气零件单液压系统的故障。
结合•单一电气系统单液压组件故障。
结合•单一电气零件单液压组件故障。
对于每个测试条件,最坏的情况下,系统或组件
要么是启动或失效模式进行了模拟。
第二阶段为EHSV失败,失败的原因是hard-over线轴在两个方向,以及在空位置导致油缸液压锁。
两个螺线管在开启和关闭时候失败。
LVDTs短路过程的数值模拟是和砂芯结构的,失败。
绕道、减压、和三角洲压力传感器进行了模拟液压线轴滞留在任何位置,他们被模拟为弹簧失败了。
对于任何组件的功能是否适当无法验证飞行前或期间无论是在飞行测试(PFBIT内置组件),被认为是一个现有的休眠失败。
因为BA609,它是一个倾转旋翼有三种不同方式:飞机的飞行、数据转换、数据和直升飞机。
作为一个结果,测试的各个相关失效模式的三个条件中的每一个飞行模式是必需的。
一个地区的VMSIL测试并不代表是真实飞机结构强度,并模拟flaperon、电梯表面。
虽然flaperon致动器的测试设备、电梯已修改为代表的飞机结构刚度,这是不切实际的模拟真实飞机结构强度的测试平台。
因此,在测试过程中进行了监测和致动器的负荷来决定是否接受超过结构载荷。
基于VMSIL pilot-in-the-loop评价、试验数据,通过采用故障模式测试,经过修订的失
效模式分析,得出所有的致动器装置(集体、纵向、flaperon、电梯)原型系统的开发提供了不可接受的致动器的设计生产BA609性能的飞机。
测试发现双重失效模式组合中一个非常重要的失效模式影响到所有样机开发致动器的安装。
BA609液压系统的架构,利用三种液压油缸驱动控制、地方每个航班上一种独特的重要性在正常运转的原型流形双向压力安全阀(耐病性)。
耐病性的正常运行,成为至关重要的失效模式,导致堵塞对气缸的港口(甚至暂时),如EHSV和/或旁路阀门的失败。
功能完整的原型耐病性却未能在飞机上得到证实,导致了潜在的休眠失败。
图15比较潜在的致动器内部压力所产生的封锁港口常规的two-cylinder圆柱建筑和BA609三缸的建筑。
说明了两种基于快速傅立叶变换算法系统架构利用三千代表psi系统压力、平等extend-and-retract缸地区,和一个外部空气荷载等效50%的失速的汽缸。
与常规two-cylinder液压建筑、堵塞的缸港口可以产生4500 psi内部液压。
压力的液压组件定义在这两种ARP-5440 27个)和远东部分需要能够承受的150%液压缸工作压力(4500 psi),没有证据证明材料屈服。
因此,气缸的影响港口堵塞的影响最小结构上浆。
three-cylinder与BA609建筑、堵塞的缸港口可以产生7500 psi内部液压。
这dual-failure-mode 不仅产生压力的150%的操作压力超过标准,但它也达到的极限破裂压力(250%推荐缸的工作压力)。
圆柱的影响港口堵塞,这个条件对我们是flaperon更有害的、电梯、执行机构钢瓶时,由于他们的不平等——分别缩回extendend活塞区域内部的压力,8,955放大和9,676 psi(psi)。
因此,为了防止伤害的发生，执行机构或飞机结构塞缸港,或执行机构或飞机结构需要能够承受更高的大小产生压力和负载,或一个可靠的耐病性必须整合到每个驱动器之间。
Pilot-in-the-loop VMSIL测试也透露,尽管在所有的致动器都有共同的原型设计,影响了流形对飞机操纵品质不同组合在同样的失败模式应用到不同的执行机构。
飞机的操纵品质退化造成的失效模式,纵向感应控制执行机构或集体转子比电梯和flaperon固定翼飞机的控制执行机构有更大的严重性。
这是由于部分的能力,对flaperon 左边flaperon、电梯控制面,空气动力学补偿损失在性能上的三个面中的任何一个。
在飞机和转换的飞行模式,从增长缓慢或非正常表面可以flaperon挤满了相反的flaperon赔偿。
Uncommonded 沥青从增长缓慢或通而不畅的电梯可以有效地补偿飞行员的手工操作的flaperon表面皮瓣位置控制。
其他主要的影响因素是执行器失效模式性能下降的边缘负荷超过飞行载荷致动器的摊位(三缸配置及致动器与单纯形)。
这些因素的影响显得尤其明显，当评估原型的表现具有双重失败的流形,包括失败的solenoid-controlled旁路阀门。
结合其他的可能的失败(FCC,布线,EHSV),一些旁路阀门失效案例需要两个不受影响的气缸的飞行控制来对抗失败的汽缸。
这种力量的大小取决于失败的EHSV第二阶段的位置线轴。
范围从如果EHSV失速负荷离开它的空位置100%负荷气缸的,到失败的150%失速载荷(耐病性开放设置),如果EHSV出师null,挡住了气缸的港口。
在这些失效模式的组合,flaperon单纯形致动器、电梯表面受减少飞行控制负载容量等于力量战斗失败负荷传授的汽缸。
从pilot-in-the-loop仿真得出,因为flaperon、电梯表面,这些失效模式是可收回。
three-cylinder与刚性加入集体和纵向飞行控制致动器,然而,这些失效模式是相当严重。
战斗汽缸间负荷力弯曲活塞棒、诱导大型摩擦力量飞行控制承载能力降低更进一步发展。
在这个例子中集体控制,具有小范围的致动器在飞行载荷失速负荷(15%),这种失效方式渲染的致动器无法正常工作。
纵向控制,具有了执行机构的失速飞行载荷负载(400%),该失效模式在高效率的飞行员条件下可收回。
高磁化率的致动器,从集体力量战斗性能下降甚至明显在负荷条件下模拟试验,包括双重失效模式的伊洛瓦底江三角洲压力传感器。
在测试中模拟最坏的三角洲压力传感器读数、摩擦所造成的虚假战斗负荷力,大大降低了集体致动器的频率响应和位置控制精度。
两个频率响应和位置控制是非常关键的集体作动器的性能，正常功能作为一个在飞机模式和减少负载时proprotor传动齿轮箱连接。
更为复杂的是这种失效方式进一步验证消极的完整性PFBIT压力传感器在三角洲。
它已经被计划利用样机开发流形概念来验证PFBIT集体三角洲开启压力传感器精度控制的部队之间战争,为了提供一个相
互借鉴与转子转动(APU)。
然而,摩擦载荷力产生了圆筒内斗的概念不切实际。
所带来的后果单一的三角洲压力传感器失效决意要接受会议和疲劳载荷都操纵品质要求。
飞行员操纵品质证明飞行控制系统的事件:。
