扩展视场角显示技术

HowtoWidenFleldofVlewinVisualSystem宽幅视景系统对于直升机和军用机的模拟飞行训练来说是必要的。经过十余年的发展和不断完善，常规的18°×40°连续投影显示的视景系统典型配置正面临在不增加投影器的前提下扩展视场角技术的挑战飞行模拟器视景系统的显示部分的发展经历了从沙盘到计算机成像，从CRT显示器加分光镜到连续投影显示的不断飞跃过程，视场角也从150°×40°扩展到180°×40°。但面对不断升级的飞行训练要求，进一步扩展现场角已木可避免地摆在了各视景生产商面前。在军用机的空中加油训练和直升机的众多训练科目中，甚…     

C919民用飞机飞控系统鉴定试验环境设计

C919 试验环境设计为C919 主飞控电子鉴定试验提供工具和手段,为机载设备适航检查提供支撑数据和证明材料。介绍C919 飞控系统鉴定试验的必要性以及主要的试验类型,对C919 飞控系统鉴定试验环境进行设计,包括试验环境的主要组成、功能以及测试时序和监控逻辑的设计等,并对民用飞机飞控系统鉴定试验环境的设计结果进行测试和评定。结果表明：该设计能够满足民用飞机鉴定试验要求,易于工程实现,过程数据处理算法以及鉴定试验结论报告能够支持适航符合性要求。     

飞行模拟器视景生成

提出基于 MultiGen Creator 和 Vega 开发出飞机训练模拟器视景系统的视景节点的软硬件配置要求;论述了基于 Creator 的实体建模方法、基于 Creator 建模和 Vega 软件环境的空中、海面等环境的生成方法、视景仿真软件开发过程以及整体系统的实现等关键技术。仿真结果表明,该视景系统能逼真地演示飞机训练模拟器的仿真过程,并且满足系统仿真实时性的要求。     

余度飞控计算机可靠性分析及其改进

综述了飞控计算机的工作任务、余度结构以及可靠性，结合新一代飞控计算机对高可靠性、实时性的要求，及目前飞控计算机余度构型进行了比较和可靠性分析，并提出了改进的三余度比较监控结构。     

基于时间触发的分布式飞行控制系统架构研究

主要从集中式与分布式、基于事件触发与时间触发等方面全面分析了飞控系统架构,从可靠性、鲁棒性、实时性、确定性等多个方面对其优点和缺点进行了阐述,明确了后续飞控系统架构的主要发展趋势。     

基于FlightGear和RTW的分布式可视化飞行仿真研究

将飞行仿真系统分解为飞行器动力学模型与飞控系统、仪表显示及操纵控制台、视景仿真等独立子系统,并以FlightGear和Matlab/Simulink为平台设计搭建一套分布式飞行仿真系统。采用免费开源的飞行模拟器FlightGear作为视景系统,使用Matlab/Simulink作为动力学建模与飞控设计工具,并利用Simulink中的RTW工具包将飞行器动力学模型与飞控系统编译生成实时程序以与FlightGear通信。     

基于Vega的无人直升机飞行视景监测系统开发

针对某型无人直升机超视距飞行需求,提出基于Vega软件平台开发一套无人直升机视景监测系统,给出了系统的设计方案及构建流程,论述了视景模型建立、Vega场景模型配置以及Vega实时驱动等关键技术的实现,并完成了系统的开发。飞行试验表明系统满足无人直升机超视距飞行监测所需的实时性及真实感要求,有效地提高了地面监测效率。     

飞机飞控系统指令异构力传感器技术研究

为了提升国内装备飞机飞控系统研制的适航安全性水平，对力传感器进行了设计技术和试验应用数据研究，提出了采用力传感器对飞控系统的位移指令进行异构的设计思路。通过梳理飞机的需求和力传感器的使用情况，明确了典型力传感器的工作原理；针对某型飞机飞控系统典型力传感器的应用形式，对比指令位移传感器的数据，分析了其数据的特点，提出了飞控系统指令采用力传感器的数据处理方法；通过进一步提炼应用力传感器相关特点，明确其作为飞控系统非相似指令的应用需求，提升飞机系统的总体性能，为国内研发高安全性飞机提供借鉴。     

可重构飞行控制系统研究

对自修复飞控系统的关键技术－－可重构飞控系统进行了论述。介绍了目前主要的一些重构控制方法的特点，并对控制算法的优缺点及实现条件进行了分析；针对已进行了的可重构飞控系统的飞行试验进行了分析，并对试验结果做出了评价；指出了未来可重构飞控系统的实现途径和发展趋势。     

新一代飞控计算机余度构型

飞控计算机广泛采用容错技术达到高可靠性指标,随着可靠性要求的日益提高,必须引入新的容错结构以及余度构型。本文结合析一代飞控计算机对高可靠性、强实时性的要求,对比目前飞控计算机的容错结构以及余度构型,提出了三种三余度构型方案,并对其故障模式进行了分析。在此基础上针对三种方案之一介绍了一种分组优先级剥夺调度算法,给出了详细说明。最后对比了这三种新的三余度方案的优缺点,为容错飞控计算机的发展提供了构型、算法的参考。     

抑制飞控系统舵机间隙影响的非线性补偿器设计

通过对舵机间隙非线性特性的分析和极限环的定义及产生条件的讨论,在飞控系统中采用非线性补偿的方法,设计了间隙补偿器,并介绍了其工程实现方法,进行了相应的数字仿真和半物理仿真试验以及试验结果的对比分析。结果表明,此方法有效地解决了飞控系统由于舵机间隙引起的超调与极限环振荡现象,使飞控系统对舵机的频率特性以及间隙各方面要求大大降低,其工程实现方法简单实用、普遍性较强,具有较高的工程应用价值。     

侧滑角对横航向控制律设计影响分析

本文以某型机为例,在飞控系统中引入侧滑角信号,分析对比加入侧滑角反馈后对飞机偏离特性的影响。同时对引入侧滑角信号后的飞控系统进行横航向控制律设计,并和传统的横航向控制律设计进行对比分析,通过进行六自由度仿真分析,对比两者的横航向响应特性。     

飞控襟翼硬件仿真系统的设计及应用

以飞机控制系统的设计要求为依据设计飞控襟翼硬件仿真系统,该系统是参照真实飞控襟翼系统的功能和接口要求,采用基于数字仿真扩展模拟电路接口的硬件仿真系统。其与真实襟翼具有相似功能、相同接口、完全可以替代真实襟翼完成相关试验。试验结果表明:该系统为飞控襟翼试验的圆满完成提供有效的保障。     

先进民机飞控系统安全性设计考虑

飞行控制系统作为民机机载设备中的飞行关键和安全关键系统,其安全性设计对民机运营安全至关重要。基于适航安全性要求,梳理了民用飞机机载系统安全性的定性及定量需求,分析了民用飞机飞控系统适用的安全性设计依据和标准;对先进民机飞控系统安全性设计技术进行了研究,从飞行控制系统架构、控制律、复杂电子硬件、作动器和高安全等级软件设计5个方面提出了安全性设计技术的考虑。     

驾驶舱仿真仪表显示系统设计

以某型民用飞机为背景,阐述了飞控系统功能验证的重要性以及驾驶员在环试验对飞控系统功能的验证作用。在此基础上,介绍并设计了作为驾驶员在环试验重要评定依据的驾驶舱仿真仪表显示系统。此系统利用VC＋＋6.0和OpenGL编程工具的核心优势,同时采用VMIC实时网通讯保证了仿真仪表显示的实时性。并通过驾驶员在环试验,验证了驾驶舱仿真仪表显示系统的实时性和可靠性,能够满足飞机地面模拟试验的需求。     

飞控系统实时数据记录器的设计实现

在以往直升机科研试飞阶段,往往需要借助飞行参数记录器中记录下的飞行数据,并以此作为依据开展飞控系统排故和控制率调参工作。由于飞行参数记录器中记录的飞控系统参数的更新周期为250ms,不能满足飞控系统实时性的要求;而且飞行参数记录器所记录的对象是面对全机的,所以分配给飞控系统的存储空间有限,导致飞控系统参数记录的数据不全面。因此在某型直升机科研试飞阶段,需要一个飞控系统专用的数据记录器,用以实时记录下飞控系统所有的飞行参数及故障信息。文章提出并实现了一种用于实时记录飞控系统飞行参数的数据记录器。     

民用飞机飞控通电自检测安全性研究

民用飞机飞控通电自检测安全性分析周期假设为20 FH(Flight Hour,飞行小时),不能覆盖24 h,飞机全天利用率高,在下次执行飞控通电自检测之前可能会出现飞控通电自检测过期告警。为了提高飞机维修性,有必要对飞控通电自检测安全性进行研究。通过建立飞控系统失效条件关联的故障树并更新飞控通电自检测的暴露时间,在符合飞控系统I～IV类失效条件等级故障概率要求和千分之一判据情况下,安全性分析结果表明飞控通电自检测周期可以提高到30 FH。     

电子飞控飞机的飞行品质适航验证

FAA AC25-7A中的飞行品质评定方法 (HQRM)能够对使用电子飞控系统的民用运输机进行飞行品质评估。分析了HQRM评估程序以及相关适航要求,根据某民用飞机飞控系统功能危险分析,针对单侧升降舵卡阻这一典型故障,提出了在该失效状态下的模拟器飞行品质评估试验程序,分别给出了HQRM和相应军用标准评估方法,对军民评估方法的差异性和一致性进行了分析。研究结果对采用电子飞控系统的现代飞机的飞行品质适航验证具有工程参考意义。     

三维视景仿真系统的软硬件开发研究

根据三维视景仿真系统的开发要求,利用软硬件相关知识,建立了一套软件与硬件结合的三维视景仿真开发平台,同时介绍了建立此平台所需的一系列开发软件和要求的硬件支持。着重分析了各个软件适用情况和硬件配置作用,以及根据项目选择合适的开发环境。此开发平台具有计算速度快,运行速度快,硬件平台体积小,软硬件结合灵活的优点。仿真试验得到的运行结果和预期目标的对比,表明此开发平台的设计是合理的,效果是达标的,并且对三维视景仿真系统的进一步开发具有一定的指导意义。     

多型飞控系统模拟器的设计

针对多型飞控系统模拟器的硬件设计,对模拟座舱、计算机网络系统和控制显示部分进行了较详细的介绍,着重分析了该系统软件设计中的软件结构及任务计算机模块、仿真计算机模块、仪表计算机模块和视景计算机模块所完成的功能,并对所采用的关键技术进行了论述。经反复调试和实验,该系统性能稳定、工作可靠,可用于多种飞机飞行控制及飞行力学研究。