BW—1变稳飞机纵向地面伺服弹性问题试验研究

本文介绍我国第一架变稳定性飞机纵向地面结构模态耦合试验。这架试验机上安装有我国第一套数字式气动变稳飞行控制系统,这类飞机上不允许地面共振现象存在。通过地面试验可以确定出系统的结构稳定性裕度,进而使用结构滤波器抑制飞行控制系统与飞机弹性结构之间的耦合,保证试飞安全.     

一种针对结构损伤的非线性容错飞行控制方法

飞机结构损伤会引起气动参数变化,进而影响系统的静稳定性和控制精度。针对具有多输入的非线性飞机模型,利用带有二阶命令滤波器的自适应反步控制方法在线估计飞机气动参数,补偿结构损伤导致的气动参数变化对控制系统的影响,以实现容错飞行控制功能;引入的命令滤波器可以避免反步控制中复杂的求导运算。从理论上分析证明了带有二阶命令滤波器的自适应反步控制的闭环系统稳定性,并给出了控制跟踪误差的理论上界和二阶命令滤波器频率参数选取的下界。通过一个大型客机垂直尾翼脱落场景的仿真实验,验证了所提容错控制方法的有效性。     

驾驶员诱发振荡抑制滤波器的研究

首先对两种不同类型的PIO抑制滤波器的设计原理和算法进行了介绍。然后,以某高性能飞机为例,研究了PIO抑制滤波器的开环和闭环特性。此外,简要地分析了PIO抑制滤波器某些参数的影响。计算结果表明,成功地用于航天飞机的PIO抑制滤波器同样可以应用于具有数字式飞行控制系统的高性能飞机,并且效果良好。     

弹性飞机与飞行控制系统间的耦合及结构滤波器的设计

本文通过算例,分析讨论弹性飞机与飞行控制系统之间耦合引起的不稳定现象,进而探讨消除这种耦合作用所采取的重要措施——设计合适的结构滤波器。通过对刚、弹性飞机开、闭环动态特性计算结果的比较与分析,以及对不同参数滤波器频率特性的计算与分析,得出了结构滤波器参数选择的一些基本原则。再经过大量选择性计算,最后选定了结构滤波器的形式与参数。引入具有所选参数的结构滤波器后的弹性飞机闭环动态特性计算,结果表明,飞机与系统之间的耦合不稳定现象消失了,幅频特性曲线上的共振尖峰大大削弱了。这说明所选结构滤波器达到了消除飞机与系统耦合的设计要求。     

某机进气道中心锥继电型控制系统的设计与分析

本文描述了某机进气道中心锥继电型控制系统的结构,进行了稳态和动态分析,最后给出在飞机上的试验结果。     

飞机侧向偏离控制系统结构方案设计及仿真研究

为简要分析和初步设计飞机的侧向偏离(简称为侧偏)控制系统,采用简化的一自由度滚转角运动作为侧偏控制系统的内回路,并基于飞机近似的侧向协调控制,在增加飞机侧偏距离z的反馈后,构成了一种简化的飞机侧偏控制系统结构方案,建立了飞机侧偏控制规律,分析了其纠偏原理;在MATLAB平台下,对所设计的飞机侧偏控制系统进行大量仿真研究。仿真结果显示,所设计的飞机侧偏控制系统结构方案是合理可行的,并且具有一定抗干扰能力。     

某机进气道中心锥断电型控制系统的设计与分析

本文描述了某机进气道中心锥继电型控制系统的结构，进行了稳态和动态分析，最后给出承飞机上的试验结果。     

某飞机环境控制系统规范化设计实践

介绍了在×××飞机环境控制系统设计过程中 ,依据GJB 1 1 93《飞机环境控制系统通用规范》等标准 ,在编制好各研制阶段系统规范和附件规范的基础上 ,对座舱压力调节和温度控制、电子设备环境控制、结构完整性以及试验和飞行试验验证进行规范化设计的情况。对今后进一步做好规范化设计工作提出了若干建议。     

GCS-数字式气压控制系统

在飞机结构地面静强度试验时，为了模拟飞机的机舱、油箱在使用过程中的受力情况，通常会对机身、油箱或机身的一段（曲板）进行气体充压的静力试验、疲劳试验和气密性试验。研制的GCS-数字式气压控制系统满足了这一要求。本文详细描述了系统结构、功能、硬件以及软件。     

AM—X飞机的改出尾旋伞

该报告描述了大迎角飞行试验过程中打算在ＡＭ－Ｘ飞机上安装的改出尾旋伞系统。尤其是其中涉及到所研究的下列问题。改出尾旋伞以及伞与飞机连续结构采用的设计标准，为开伞和投伞设计的正常和应急控制系统。允许伞在飞行中连接绳与飞机结构连接或分离的安全装置。这个报告也包括对系统评定设想的地面和空中试验的描述。     

K8V变稳飞机飞行试验验证系统

介绍了Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验验证系统的组成及功能,分别阐述了该系统的飞控软件综合验证子系统、机上地面试验数据采集与处理子系统和飞行试验数据处理分析子系统等三部分的组成、工作原理、以及在飞行试验各个阶段的不同特点和作用。通过Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验的应用,表明该系统能够满足变稳飞机的软件维护、系统验收试飞及后续的应用研究,具有实时,快速,准确,自动化等优点,可为Ｋ８Ｖ变稳飞机应用研究提供重要的支持手段     

飞行力学和飞行控制试飞技术

为了适应高增益,全权限数字电传操纵系统飞行试验的需要,利用已研制成功的多台地面飞行模拟器和ＢＷ－１纵向,ＩＦＳＴＡ三自由度空中飞行模拟试验机,模型自由飞研究以及具有现代先进水平的机载数据采集记录和地面实时监控系统等设备和技术手段,进行了电传飞机的飞行品质和飞控稳定性等问题的研究,包括试飞输入设计,电传飞机飞行品质,电传飞控系统稳定裕度等。最后,提出了对下一代飞机飞行力学和飞行控制方面需要研究的试飞     

某型飞机模型飞行试验地面滑跑控制研究

地面滑跑纠偏的目标是控制飞机沿跑道中心滑行,避免因发动机安装偏差、侧风扰动、跑道不平、飞机结构不对称等非理想特性,出现飞机滑出跑道的情况.首先建立飞机地面滑行动力学方程,并分析三轮、两轮滑跑阶段的受力情况,在此基础上设计了副翼、方向舵与前轮联动的控制策略.在Simulink平台上搭建飞机的地面滑跑全量非线性模型,仿真验证了纠偏控制律结构和逻辑的正确性.试验结果表明,滑跑纠偏控制系统空地状态切换平稳,在低速和高速阶段均具有良好的控制效果.     

大型民用客机管制与监视系统验证与测试平台的构建

目的在于研发大型民用客机航路管制与监视系统验证与测试平台,以实现机地数据通信系统环境下的航路管制与监视信息的数据地面接收和处理;同时,依照现有的空管航路管制与监视功能的国际标准和相关区域的运行要求,实现地面管制系统向机载系统的数据发布。该项研究成果能对口飞机机载数据链相关的ATC(Air Traffic Control空中交通管制)功能和部分监视功能ADS-C(Automatic Dependent Surveillance-Contract合同式自动相关监视)、ADS-B(Automatic Dependent Surveillance-Broadcast广播式自动相关监视),提供对应的地面收发端,监控机载系统数据状态。该成果可以配合飞机研发过程中的试验和排故,并为适航验证工作提供有力的准备和支持。     

某型民机电源系统发电机控制器一体化测试系统研制

随着多电飞机、全电飞机高速发展,对民机电源系统各控制部件,尤其对发电机控制器（GCU）提出更高的质量要求和测试系统建设需要。为降低测试系统技术输入难度和后续能力扩展费用,提升我国民机系统核心部件的部件级测试水平,首先比对了国内外民机主制造商在部件级测试领域的能力现状,然后详细分析了某型民机电源系统发电机控制器的结构功能、技术指标,最后从该发电机控制器的测试需求出发,提出一种通用化、标准化、模块化的一体化测试系统,通过建立电源系统核心部件功能、性能验证及排故、维修能力,力求覆盖入厂接收检验严格管控、总装地面功能试验高效排故、外场运营维护快速响应多应用场景测试要求,最终实现我国民机测试保障体系的建设目标。     

Three-dimensional tracking using on-board measurements

The development of a three-dimensional tracker using onboard measurements is described. A system model based on aircraft dynamics is derived. A full 3-D tracking system that can be split, with a part operating onboard and a part operating on the ground, is developed. Attitude angle and aircraft airspeed measurements are processed to estimate the components of the aircraft velocity with respect to the surrounding air. These are then used to obtain estimates of the aircraft position and ground speed. The tracker is designed so that the number of quantities transmitted to the ground station is kept to a minimum. The tracker was evaluated with real data and was found to perform well, resulting in a considerable improvement over the conventional first-order Kalman filter     

飞机的模型参考容错控制

 本文针对飞机内部元件或控制元件的故障,用检测滤波器理论设计了相应的故障检测器和故障参数估计器,并用Lyapunov稳定性理论设计了模型参考自适应容错控制律,从而保证了在内部故障情况下飞行控制系统的稳定性。     

Next generation test support systems for the aircraft life cycle

The objective of this paper is to present the experience of EADS in using a common test support system for integration and qualification testing, aircraft ground equipment (AGE), in-service software maintenance facilities (ISMF) and ground crew training. EADS uses its test support system AIDASS (Advanced Integrated Data Acquisition and Stimulation System) in different phases of the aircraft life cycle. AIDASS is comprised of a real-time front-end system and a standard PC for the user interface. The EADS test support system is used in almost all phases of the aircraft life cycle, for instance, for integration and verification testing, as aircraft ground equipment, for in-service software maintenance and training of ground crews. This test support system is used for the software maintenance in the TORNADO program at different airforces in Europe. The airforces also share test setups with industry     

基于数字虚拟飞行的民用飞机纵向地面操稳特性评估

针对民用飞机设计方案纵向地面操稳特性的评估需求,面向适航标准的要求,提出了一种基于数字虚拟飞行的评估方法。基于适航条例要求提出了纵向地面操稳特性的量化判定准则,建立了飞机的地面运动模型和驾驶员操纵模型,以实现起降等特定地面运行任务的数字虚拟飞行,最终依据数字虚拟飞行结果和判定准则对飞机设计方案的地面操稳特性做出评估。应用此方法研究了某大型运输类飞机的纵向地面操稳特性。数字虚拟飞行结果表明:前翻倾向的严重情况发生在起降过程的高速滑行段,主轮刹车引起的机身前翻倾向是显著的,起落架纵向定位参数设计以及飞行进近参数选择均会对飞机的纵向地面操稳特性产生影响。