多发飞机着陆进场最小操纵速度人机闭环仿真

为了提高着陆进场最小操纵速度(VMCL)的分析预测精度,提出了一种通过人机闭环数学仿真来计算多发飞机着陆进场VMCL的方法。考虑临界发动机突然停车后拉力的衰减过程、驾驶员意识到发动机失效后采取操纵的时间延迟,以及符合VMCL验证试飞操纵特点的驾驶员模型,建立了能够真实模拟VMCL验证试飞过程及驾驶员操纵策略的某型四发螺旋桨飞机人机闭环仿真数学模型。仿真结果表明,该方法可以准确模拟VMCL验证试飞时发动机衰减特性、舵机动态特性、驾驶员反应延迟等因素的影响,以及飞机各运动参数的动态变化过程。     

Y—7飞机失速特性适航试飞 一

本文简要介绍了Y—7飞机失速特性适航试飞试验机概况,试飞方法和程序、测试技术及数据处理方法;较详细地介绍了Y—7飞机在巡航、进场和着陆三种构形下,由试飞获得的失速速度和失速特性。     

电传操纵飞机起飞着陆动态特性仿真研究

 以刚体系动力学理论为依据,结合飞机起飞着陆运动学特征,建立了起落架-机身组合刚体6自由度全量飞机方程。提出的阶跃跟踪驾驶员时域数学模型,有助于评价起飞着陆阶段人-机系统的飞行品质。然后建立机械操纵系统、电传操纵系统的数学模型,并编制非线性全量时域仿真程序,对起飞着陆动态特性做出了综合的全面的定量分析,其结果与试飞情况吻合。     

人—机闭环分离参数法预测飞机着陆品质

本文阐述人-机闭环分离参数法的物理意义和计算方法。该方法在实践中已取得较好的效果。本文以装有纵向数字电传系统的某验证机为实例,预测了该人-机闭环系统的着陆品质、驾驶员诱发振荡频率和飞机失稳操纵频率,从而得出一些有益的结论。     

漠河机场新建仪表着陆系统试飞成功

<正>2013年11月22日,奥凯航空公司试飞飞机"新舟"60在漠河机场经过50分钟试飞后安全降落,标志着漠河机场仪表着陆系统试飞成功。本次试飞科目主要包括漠河机场新建仪表着陆系统及飞行程序、精密进近助航灯光系统。     

有侧风时某验证机着陆品质分析

以刚体系动力学理论为基础,建立飞机、起落架六自由度全量非线性方程,根据有侧风时着陆过程中驾驶员的操纵特点,提出比较符合实际情况的操纵逻辑,以及用3个单轴操纵的驾驶员模型,通过采用分时采集、分时处理飞行状态信息和分时操纵的方式,将它们有机地综合成~个同时做三轴操纵时的驾驶员模型。最后,对所建立的人-机闭环系统模型编制了相应的仿真软件,并对某验证机进行了着陆品质分析,其结果与试飞情况比较吻合。     

图片消息

洛克希德·马丁公司完成F-16自主着陆验证飞行 2008年12月18日，洛克希德·马丁公司利用美国空军试飞学校的变稳飞机（WSTA）成功完成了F－16自主着陆飞行．完全由机载计算机控制的F—t6完成了整个着陆程序，包括控制飞机高度、姿态、速度、下滑角和下降率。这是F－16战机首次完全依赖计算机控制着陆。     

改进安-24飞机着陆程序 提高飞行安全可靠性

我国安-24(或26)飞机在着陆阶段已发生8次一等事故,1次三等事故,4次严重事故征候。事类类型,一是着陆五边撞地;二是复飞失速。主要原因明带28°(全)襟翼和大油门着陆下降或复飞,飞机失去迎角稳定性;沿用了后三点飞机的着陆剖面,通过近台高度偏低。本文建议着陆叔30°襟翼,下滑速度增加(10～15)公重每小时,前移下滑点,抬高下滑线,增加过近台高度。试飞证明改进程序优于原程序。     

利用DGPS确定飞机的起飞／着陆性能

飞机起飞／着陆性能的测定是飞机飞行试验的一个重要环节。本文对利用DGPS确定飞机的起飞／着陆性能进行了研究，结果表明；用该法确定飞机的起飞／着陆性能，原理清晰，方法简便，结果可靠，精度满足试飞要求。     

ARJ21-700飞机104架机完成一架次照明系统夜航局方审定试飞

<正>2014年2月17日,ARJ21-700飞机104架机于19时34分从乌鲁木齐地窝堡机场起飞,经过2小时20分钟的飞行。于21时54分安全降落,顺利完成一架次照明系统夜航局方审定试飞。按照试飞要求,为更好地进行观察研判,试飞员驾驶104架机总共完成了7次起落飞行(飞机触地复飞)。飞行中执行的三个试验点,经确认,全部有效。照明系统夜航试飞是为了验证飞机在黄昏以及夜间飞行期间,飞行员对驾驶舱仪表板照明标识的可辨识性,验证飞机夜间着陆过程中,飞机外部照明能否为飞行员提供足够的着陆照明。     

飞机着陆下滑状态人-机系统动态特性分析

采用最优控制驾驶员模型在频率域内分析是理论评价电传操纵飞机着陆下滑状态飞行品质的一种有效方法。基于人 -机系统响应特性可揭示出驾驶员工作负荷和系统动态特性之间相互影响。驾驶员相位补偿作为驾驶员工作负荷的度量 ;取人 -机系统闭环带宽、开环高频峰值和飞行轨迹倾角误差均方值等指标来评价系统动态特性。这些评价准则与驾驶员主观评分之间具有很好的相关性。应用该方法对某电传操纵飞机进行分析 ,其结果与飞行模拟评价结果较为一致     

Augmented flight dynamics model for pilot workload evaluation in tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure

An augmented flight dynamics model is developed to extend the existing flight dynamics model of tilt-rotor aircraft for optimal landing procedure analysis in the event of one engine failure.Compared with the existing flight dynamics model, the augmented model involves with more pilot control information in cockpit and is validated against the flight test data. Based on the augmented flight dynamics model, the optimal landing procedure of XV-15 tilt-rotor aircraft after one engine failure is formulated into a Nonlinear Optimal Control Problem(NOCP), solved by collocation and numerical optimization method. The time histories of pilot controls in cockpit during the optimal landing procedure are obtained for the evaluation of pilot workload. An evaluation method which can synthetically quantify the pilot workload in time and frequency domains is proposed with metrics of aggressiveness and cutoff frequencies of pilot controls. The scale of the pilot workload is compared with those of the shipboard landing procedures, bob-up/bob-down and dash/quickstop maneuvers of UH-60 helicopter. The results show that the aggressiveness of pilot collective and longitudinal controls for the tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure are higher than those for UH-60 helicopter shipboard landing procedures up to the condition of sea state 4, while the pilot cutoff frequency of collective control is lower than that of the bob-up/bob-down maneuver but the pilot cutoff frequency of longitudinal control is higher than that of the dash/quick-stop maneuver. The evaluated pilot workload level is between Cooper–Harper HQR Level 2 and Level 3.     

着舰状态飞行员控制策略研究

分析了低动压的背面(backside)着舰工作状态下飞行员仅控制飞机姿态无法控制飞行轨迹角的物理原因。研究了低动压的背面着舰工作状态下使用背面控制策略问题,即以推力来控制轨迹,以飞行姿态来控制迎角。设计了背面技术和前面(frontside)技术控制律,并以A-7E舰载机为例进行了仿真验证。最后对背面着舰工作状态下的背面技术和前面技术进行了比较,分析了海军飞机使用背面技术着舰的原因。     

神经网络模型在TDNS准则中的应用研究

时域Neal-Smith（TDNS）准则源于频域Neal-Smith（FDNS）准则和阶跃目标跟踪准则,被广泛应用于纵向驾驶员诱发振荡（PIO）趋势的预测研究。在该准则采用的人机闭环系统中,广泛运用结构简单且能反映飞行员基本行为特征的拟线性驾驶员模型。但在实际情况中,驾驶员的行为通常具有高度的非线性,为了更精确地描述驾驶员的非线性特性,采用神经网络方法建立驾驶员模型。利用某机的试飞数据对神经网络进行了训练和测试,生成了神经网络模型。针对TDNS预测准则,建立了相应的仿真模型,通过仿真运算,得到了该飞机的P10预测结果。研究表明：相对于传统的驾驶员模型,神经网络模型能够更好与真实驾驶员相匹配;在TDNS评估准则中运用神经网络模型具有实际的意义。     

飞机对称着陆多体动力学建模与实测验证

基于牛顿-欧拉多体动力学建模方法,建立了三体九自由度飞机对称着陆动力学模型.以某型双腔缓冲器起落架飞机为例,通过飞行实测不同状态下的起落架着陆动态载荷,仿真计算相应的着陆重量、着陆下沉速度及着陆姿态下的着陆动态载荷.验证分析结果表明,所建飞机对称着陆多体动力模型是有效的.     

Prediction of pilot workload in helicopter landing after one engine failure

This paper presents a method to predict the pilot workload in helicopter landing after one engine failure. The landing procedure is simulated numerically via applying nonlinear optimal control method in the form of performance index, path constraints and boundary conditions based on an augmented six-degree-of-freedom rigid-body flight dynamics model, solved by collocation and numerical optimization method. UH-60A helicopter is taken as the sample for the demonstration of landing after one engine failure. The numerical simulation was conducted to find the trajectory of helicopter and the controls from pilot for landing after one engine failure with different performance index considering the factor of pilot workload. The reasonable performance index and corresponding landing trajectory and controls are obtained by making a comparison with those from the flight test data. Furthermore, the pilot workload is evaluated based on wavelet transform analysis of the pilot control activities. The workloads of pilot control activities for collective control, longitudinal and lateral cyclic controls and pedal control during the helicopter landing after one engine failure are examined and compared with those of flight test. The results show that when the performance index considers the factor of pilot workload properly, the characteristics of amplitudes and constituent frequencies of pilot control inputs in the optimal solution are consistent with those of the pilot control inputs in the flight test. Therefore, the proposed method provides a tool of predicting the pilot workload in helicopter landing after one engine failure.     

大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机，针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响，对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算，再现了风洞试验现象，通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂，这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速，为保证飞行安全，继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示，在飞行雷诺数和螺旋桨转速下，相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失，偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析，建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系，进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估，研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

多轮多支柱式飞机起落架运动特性仿真研究

为了评估起降阶段的飞机操控特性,针对某型飞机多轮多支柱式起落架系统,研究组成单个起落架支柱的轮胎、缓冲器、刹车系统、前轮转弯等部件的受力、力矩特性及传递过程。基于线性理论,将多个支柱运动特性叠加,运用Matlab/Simulink软件工具,建立整个系统的仿真模型。嵌入某型飞机六自由度运动解算模型进行飞机落震、加速滑跑、高低速转弯、起飞离地、着陆接地、刹车减速等仿真验证,并在某型飞机动基座模拟器上进行飞行试验。结果表明:该起落架模型各项功能完善,能够正确反映飞机姿态响应过程,飞机起降过程感受与真实飞机基本一致。