歼击机高度分层试飞验证

针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机 ,简要介绍了高度分层的要求 ;阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析 ;给出了通过 GPS速度法对歼击机高度分层试飞验证结果 ,并对试飞结果进行了分析和讨论 ;结果表明 ,所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。     

GPS速度法确定飞机空速系统位置误差

飞机空速系统位置误差的测定,飞行试验中有多种常规方法,但期精度只能满足常规型号空速系统的验证要求。针对这一问题提出了ＧＰＳ速度法,叙述了该方法的原理、实施过程和数据处理方法,讨论了方法的系统精度并给出了误差估算结果。通过对某型飞机的验证试飞,表明该方法简便易行,可满足气动补偿型空速系统的试飞验证要求。     

GPS在空速系统位置误差测量中的应用

飞机空速系统位置误差测量是飞机性能试飞的重要内容之一，也是各科目试飞的基础，因为没有空速系统位置误差修正量，就无法对飞机的高度和速度进行校准，确定空速系统位置误差的方法有多种，如雷达法，经纬仪法，照像法（参考的法）标准机伴飞法，拖锥法等。与其它方法相比较，ＧＰＳ方法是一种既快又省的方法，特点是改装方便，数据处理速度快，工作稳定，故障率低，在特殊的使用条件下精度的可满足要求。     

气动补偿空速管的研究与发展

气动补偿空速管是与飞行安全性和飞机飞行的高度分层密切相关的重要器件，在改进现役飞机和设计新机空速系统中起着重要作用。本文依据多年来大量的气动计算和风洞实验所到的结果，叙述了气补偿空速管的原理、分类、设计思想、特点，风洞校准，气动计算，使用和发展等情况。     

高度分层与飞行试验

本文叙述了空中交通管制和高度分层的内容及要求，飞机高度位置误差的确定方法和精度分析，为确定的高度分层试飞提供参考。     

气压高度误差对适航标准的符合性方法研究

运输类飞机适航标准规定了气压高度误差的可接受范围,按照条款要求,表明符合性时需要将试验高度处的气压高度误差向海平面进行换算。相比ERJ、ARJ在适航审定试飞时采用的等静压误差处理方法,本文从是否考虑压缩性的角度出发,建立了适用性更高的气压高度误差转换方法,并通过某型飞机试飞结果分析进行了验证与说明。     

不稳定飞机气动参数辨识的一种实用方法

地是飞行器气动参数辨识最广泛采用的一种方法。但对于气动高度不稳定的飞机，辨识算法往往因状态方程组和灵敏度方程组积分发散而无法进行。为克服这一数值困难，将方程解耦技术引入输出误差法，发展了高度不稳定飞机气动参数辨识的一种实用方法－－基于方程解耦的误差法。并对某鸭式布局飞机的纵向劝仿真数据进行了辨识仿真计算，计算结果证实了所述方法的有效性。     

飞机机头气动补偿空速管的设计

针对某飞机需要在机头配置空速管的设计要求,提出了采用机头气动补偿空速管的设计方法并给出了设计思路.通过数值计算得到了该飞机的机头位置误差,由此给出了一种气动补偿空速管外形;对给出的空速管的气动补偿特性进行了计算,并通过风洞试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性,得到了该空速管的补偿曲线和补偿区的最佳静压开孔位置;在此...     

飞机机体角运动引起的GPS测速误差的分析方法

提出了飞机机体角运动会引起GPS测速误差这-GPS应用中较为精细的技术问题，推演了机体角运动引起的GPS测速误差与GPS天线安装位置，机体角速度和飞机姿态角，航向角的关系，用真实参数演算分析了这种误差的大小，并通过实际工程应用验证了分析这种误差后对提高试飞结果数据的真实性，准确性的效果，最后指出，飞机机体角运动引起的GPS测速误差是GPS用于飞机测速的一项不可忽视的主要误差。     

平台惯导系统飞行试验性能误差分析

针对某型平台式惯导系统试飞中存在的性能超差现象,对惯导系统误差机理和飞行数据进行了分析,提出了影响飞行性能的误差因素。根据分析结果,从提高惯性元件精度和对相关误差进行标定和补偿两方面采取措施对惯导系统进行改进。改进后的惯导系统经过试飞验证,其性能满足设计指标,表明所采取的改进措施有效可行。     

某型飞机火控系统精度与匹配性试飞验证

根据某型飞机火控系统功能和精度考核试飞实弹打靶的结果，从统计学和误差分析的角度出发，对试飞中暴露的问题以及飞机与火控系统匹配性进行了分析和探讨，在此基础上提出了提高系统精度和改善匹配性的方法，并在补充试飞中得到实施验证。     

歼X飞机气动导数试飞的参数识别

本文简要地叙述了歼×气动导数试飞的目的、意义,飞行驾驶技术,数据采集系统和数据处理方法。并给出了本次飞行试验提取气动导数所采用的飞机数学模型。给出了飞行试验结果及其简略的分析。飞行试验结果包括:飞机纵向气动导数、短周期模态特性,横侧气动导数与荷兰滚模态特性。由于本次试飞采用了较先进的数据采集系统和数据处理方法,试验结果可靠,可供有关单位使用。     

飞机载体的杆臂效应对GPS测速精度的影响

杆臂效应是由于测量体的安装位置与运动载体质心不重合而引起的。从理论上分析了杆臂效应产生的原理,推导得出杆臂效应引起的速度误差公式。通过仿真试验和飞行试验数据分析了飞机载体不同运动状态下,杆臂效应对GPS速度测量精度的影响。通过对杆臂误差补偿后,GPS测速精度得到很大提高。在惯导系统飞行试验中引入该方法,可以科学合理地给出系统试飞评定结果。     

Y7－200B飞机的失速试飞

根据Ｙ７－２００Ｂ飞机失速试飞结果，从飞机的气动设计特点出发，与原型机对比分析了飞机的失速特性。结果表明，Ｙ７－２００Ｂ飞机的气动设计改进目前还没有达到降低失速速度，提高安全裕度的预期设计目标。主要原因在于气动设计和操纵系统的改进针对性不强，改进措施不协调，为此必须进行综合的分析，系统地采取有效改进措施。     

三角翼飞机气动压力测量试飞技术研究

回顾了气动压力测量技术的国内外发展现状，介绍了三角翼表面压力飞行试验测量技术、试飞总体方案及实施方法，并对飞机试验情况进行了，给出了不同速度下飞机机翼表面压力分布试飞结果和飞机活动翼面的压力分布测量结果，试飞结果表明，机翼蒙皮直接改装测量孔和测压带方法均能有效测量机翼表达压力分布。     

机头空速管位置误差值的计算

取得机头空速管的位置误差是消除这个误差的先决条件。本文应用旋成体理论分析、计算了旋成体顺流扰动的压力场,得出了较精确的计算结果,可应用于计算机头空速管的静压探测特性。为检验本文理论分析的有效性,具体计算了××型飞机机头空速管的位置误差值,与试飞结果比较,两者的符合性很好。本文还指出了消除空速管位置误差的可能方法,并简要地介绍了机头空速管的气动补偿设计。     

机载导弹火控系统误差分析研究

论述了某型号飞机导弹火控系统精度误差分析理论和此误差分析系统的软件设计，给出了某型飞机导弹火控系统精度的数据模型和误差分析方法，从程度设想，软件结构设计，软件结构图和程序流程图诸方面对误差分析系统软件设计作了细致地分析和说明，该误差分析软件已成功地应用于某导弹火控系统精度试飞中，其设计经验可供有关人员借鉴和参考。     

跨音速飞机头部进气道前空速管的气动补偿计算

现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压     

差分GPS法确定民用飞机位置误差的方法研究

首先介绍了中国民用航空条例(CCAR-23)空速指示系统和静压系统的相关条款要求，并对民用飞机型号合格审定执行该条款时可能遇到的问题进行了说明。在此基础上，针对型号合格审定试飞的特点，对用差分GPS法确定民用飞机位置误差的方法提出了建议。对民用飞机位置误差的试飞具有直接的参考意义。     

飞机气动导数相关性飞行试验研究

本文以高速歼击机为例描述了飞机气动导数相关性飞行试验研究的方法,并对试飞获得的结果进行了分析.