火控系统试飞中GPS测距基准及传递误差的解算

本文叙述了在火控系统精度试飞中采用GPS作基准，考核雷达空是测距精度的试飞方法，推导出求载机与目标斜距的两套公式，并给出传递误差的解算公式，从理论上验证了在火控系统试飞中采用GPS的可行性。     

DGPS和INS在航空火控系统试飞中的应用

本文提出了了在目标上装测试设备进行航空火控系统精度鉴定试飞新方法。以空舰导弹火控系统为例，选用２ＤＧＰＳ和ＩＮＳ作为评定基准设备，通过建模，精度估算及分析，其鉴定真值精度比被度对象高８－６６倍，并成功地应用于某新机的定型试飞，该方法成本低、试飞精度高，具有一定的推广价值。     

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。     

航空火控系统试飞综合评估技术和方法探讨

本文就航空电子综合化火控系统试飞结果综合评估中的火控建模、数据融合、信息管理、效能评估和精度分析等技术问题进行了探讨，对这些技术的理论依据、技术关键和试飞应用进行了讨论，为进一步深入研究和应用提供了必要的信息、思路和方法。本文所述技术是型号航电综合化火控系统试飞准备的重要内容，可为试飞结果综合分析提供实用的技术手段。     

空-舰导弹火控系统精度鉴定试飞技术研究

本文阐述了空－舰导弹火控系统“精度指标”考核的重要性，并对“高精度指标”试飞鉴定的几种方案作了详细比较，对内，外测同步测量的时统也作了较详细的阐述，文章最后以成功的试飞结果说明在目标上加装ＧＰＳ，内，外测相配合，鉴定空－舰导弹火控系统动态精度的试飞方法，是行之有效的一种方法。     

航空火控系统试飞综合评估技术与方法探讨

就航空电子综合化火控系统试飞结果综合评估中的火控建模、数据融合、信息管理、效能评估和精度分析等技术问题进行了探讨,对这些技术的理论依据、关键技术和试飞应用进行了讨论,为进一步深入研究和应用提供了信息、思路和方法。所述技术是型号航电综合化火控系统试飞准备的重要内容,可为试飞结果综合分析提供实用的技术手段。     

航空火控系统动态精度试飞评定新方法探讨

随着航空火控系统和技术的飞速发展，对火控系统的试飞和精度考核也不断提出新的要求，因此进行火控数据精度评定方法的研究不仅重要而且十分迫切，GJB529－88为火控系统动态精度评定提供了一种动态精度检验法，该法中用正交多项式拟合一次差序列，求得该序列的均值函数的方法，在数据量很大（如大于100）的情况下，阶数很大，计算比较复杂，初步很难判断，为此作者提出了用切比晓夫正交多项式法拟合数据序列的新思路，并作了详细的推导演算，经用试飞数据所作对比验证表明，应用切比晓夫正交多项式拟合数据序列的方法具有简捷，适用的优点。     

双机攻击轨迹计算法在火控试飞中的应用

本文从航空火控系统攻击原理入手，结合飞行试验特点，对双机攻击轨迹计算法在火控试飞中应用的进行了详细分析，科学地建立了应用模型，并给出了计算结果，是一种有力支持火控系统飞行试验的好方法，具有一定的推广应用价值。     

通用型武装直升机调整试飞的主要流程和方法设置

武装直升机的调整试飞工作主要分两部分进行:第一部分为平台(直升机本身)的调整试飞;第二部分为航电、武器火控系统的调整试飞。在这两部分都调整到位后才能达到鉴定技术状态。本文就武装直升机的平台和航电、武器火控系统的调整试飞流程和方法设置做几点阐述,通过交流积累经验,规避风险,减少不必要的飞行时间架次,缩短调整试飞周期,为武装直升机的调整或鉴定试飞提供技术参考。     

雷达空对地测距试飞方法研究

阐述了一种利用GPS作为基准测量设备来鉴定机载雷达空对地测距(AGR)精度的试飞方法。通过试验及系统的分析、研究证明，该方法对解决机载雷达定型试飞中AGR精度在飞机平飞状态下如何验证这一难题和今后雷达定型试飞中其它科目试飞具有指导意义。     

直升机航空总线试飞测试数据采集处理

根据不同的用途,现代直升机上装备了各种先进的分布式航空电子系统,包括飞控系统、组合导航系统、综合信息显示系统、发动机控制系统、防撞系统、火控系统、稳描系统等。试飞中,需要对电子总线进行数据采集和监控,来验证各航空电子系统的性能,进行故障和问题分析,保障飞行安全监控。电子数字总线上传输的大量数据需要测试,这些数据在直升机试飞测试数据中所占的比例越来越大,凸现出航空电子系统的试飞测试的重要性。本文论述了有关构建航空数字总线试飞数据分析处理系统的技术。     

通用型机载火控系统精度测试系统设计

分析了通用型机载火控系统精度测试系统的功能要求,介绍了基于PC104总线的通用型机载火控系统精度测试系统硬件的通用平台和基于测试模型的软件通用平台的设计方法,最后分析了系统设计的主要技术难点和解决方法.     

残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速度法对残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。     

空空拦射导弹火控系统飞行方案建模与仿真

针对空空拦射导弹火控系统的飞行试验方案建模与仿真,提出了合理的建模假设,建立了一系列关于载机、目标机及导弹在导弹发射前、发射后整个靶试过程中的运动诸元解算模型,分析了飞机运动方程与火控系统攻击需求之间的相对关系,进行了仿真计算,并将仿真计算结果与实际工程试飞应用结果进行了对比,取到了满意的效果.     

直升机火控系统精度敏感性分析的BNSobol法

针对现有研究大都只分析了单误差源对直升机火控系统精度影响的现状,提出进行直升机火控系统精度的敏感性分析。根据传统敏感性分析法在数据量不充分或无法提供精确模型时存在的局限性,对基于贝叶斯网络和Sobol指数相结合的敏感性分析新方法（BNSobol法）进行了研究,并与传统Sobol法对比分析。结果表明BNSobol法在满足精度要求的同时还减小了对数据量的需求,它的分析不依赖于模型且可以确定出满足约束条件的具体误差源取值区间。该方法可为直升机火控系统设计研究时如何分配各模块误差大小从而提高总体效能提供参考和理论支持。     

基于试飞数据的涡轴发动机性能建模技术

为了实现军用涡轴发动机在装机状态下的虚拟预测试飞，通过罚函数法求解超定非线性方程组的最小二乘解，并采用回归分析对部件特性耦合因子进行曲线拟合，优化基准稳态模型，构建了某型涡轴发动机稳态性能计算模型；在此基础上，应用发动机加减速试飞数据，综合考虑部件容腔效应、转动部件的转子动力学和高温部件的传热效应，开发了涡轴发动机部件级过渡态性能计算模型。采用该模型对包线范围内不同工况的发动机稳态和过渡态工作过程进行了仿真预测，结果表明：与真实装机试验结果相比，发动机各工作参数的稳态预测精度在4.2%以内，过渡态预测精度在9.2%以内，满足工程精度要求。该模型能够满足虚拟预测试飞的技术需求，对涡轴发动机的设计、试飞和使用具有重要作用。     

前风挡玻璃与瞄准误差

在战斗机前风挡玻璃和火控系统显示装置的设计以及安装设计中，除了保证这些成品的使用性能外，还应考虑这些成品对瞄准精度的影响，尽可能减少对飞行员瞄准引起的误差。本文从几何光学和瞄准原理的角度，简要分析前风挡玻璃引起的火控系统显示装置的校靶误差和前风挡玻璃几何形状误差引起的飞行员瞄准误差，并提出修正这些误差的要求和方法。     

大气运动对飞机盘旋性能试飞的影响

针对盘旋性能试飞时大气运动引起的飞机机械能量转换的问题,对飞机盘旋过程中大气运动的影响展开了研究,提出了一种在盘旋性能试飞数据分析时,利用设计数据进行差量修正来消除大气运动干扰的方法。试飞结果表明,该方法可有效提高数据处理结果的精度,对同类试飞问题的分析具有一定的指导意义。     

先进武装直升机火控系统研究与仿真

提出了~套适合于武装直升机火控系统的设计方案,特点是采用两自度可动炮,大大地增大了火控系统攻击范围;采用飞行器状态估值器、目标状态估值器,提高了直升机的测量精度。采用闭环火控算法,大大地提高了射击精度。最后,利用蒙特卡洛法对整个火控系统进行了大量仿真,结果表明该火控系统与现有的武装直升机火控系统相比攻击范围大,射击精度高、反应快且具有较强的抗干扰能力,并能在机载计算机上实时工作。     

论试飞机场管理问题

由于航空事业的发展，对试飞提出了更高的要求，试飞工作量也在不断增加，新机种，新设备的试飞，又要求试飞机场具备相应的地面保证功能，因此对试飞机场原有的设备，也提出了更新，改造的问题，同进也提出了新的管理问题，这些问题在我们试飞院机场尤为突出，本文通过试飞院机场在使用中表现的问题，作一些分析，对如何搞好试飞机场的管理工作，谈一些个人的体会和意见。