飞行管理系统机载性能数据库应用技术研究

飞行管理系统(FMS)在垂直轨迹预计、垂直导航参数信息预报和垂直导引功能方面对飞行性能数据计算提出了大量需求,为了高效管理和实时使用飞行性能数据,提出了设计与创建机载性能数据库,分析了性能管理中机载性能数据库的组成、表结构、数据库文件生成与加载过程。提出采用性能数据库管理功能,进行读取、索引、查询、插值等方式处理性能数据,提高了飞行管理机载软件实时计算效率,有力地支持了机载软件工程化开发和系统验证。     

差分卫星导航系统定位精度飞行测试方法

针对机载差分卫星导航系统的定位误差特性,提出一种考核机载差分卫星导航系统定位精度的飞行测试方法。在事后数据处理过程中,由于两部卫星接收天线之间安装位置不同而导致的杆臂效应会使最终结果产生较大的计算误差,故提出了一种基于消除杆臂的数据处理方法。通过以上飞行测试方法和数据处理方法可以有效地评估机载差分卫星导航系统的定位精度。     

某型导弹"模飞"测试方法研究

在分析某型导弹原有"模飞"测试方法的基础上,针对其硬件环境提出了一种新的利用弹载飞行软件进行"模飞"测试的方法.根据导弹受力特性分析,用拟合公式替代了复杂的外力计算,并建立了简化的外弹道模型.最后,根据中断程序模拟的导弹飞行环境进行了"模飞"测试.结果表明,在确保导弹发射可靠的条件下,该方法对减少发射准备时间、提高突防能力具有重要意义.     

直升机机动飞行的数学模拟

本文简要介绍了国外对直升机机动飞行的研究情况,系统地从数学上描述了直升机机动飞行的典型科目,给出了直升机机动飞行运动参数的计算任务和理论公式以及计算方法,并就直升机水平转弯机动科目提供了算例.本文的理论公式和计算方法可用于武装直升机的设计,并可对其战术使用提供参考.     

垂直导航优化轨迹算法概述

本文首先叙述垂直剖面内优化飞行轨迹的一般计算方法,从确定飞行运动方程、选择控制变量、建立成本函数到变分法优化运算。然后以目前运输机和某些客机机载飞行(性能)管理计算机的软件为例(由DELCO公司开发,首先应用于C-130、C-135、C-141运输机,并在此基础上发展到用于DC-9-80客机上),说明一种简化的计算方法、轨迹综合。特别说明了性能优化运算POA软件如何制订出飞行计划表格,及在实时飞行中的数据更新和制导飞行。     

大速度飞行时的直升机飞行载荷研究

直升机在大速度飞行时的飞行载荷研究,是当前新机研制中急待解决的重大课题。为解决此问题,本文在平衡计算时,采用对传统旋翼公式进行修正,在旋翼导数计算时,输入约200条导数曲线,然后采用三元插值等方法,处理旋翼气动问题。本文以法国“海豚”直升机为算例,通过三种飞行速度与法国资料进行了对比计算,获得了满意结果。     

一种半实物仿真试验软件安全性评估方法

针对机载软件在多因素耦合复杂飞行情形下的安全性评估与开发安全控制,提出一种基于半实物仿真试验的软件安全性评估方法。介绍了采用飞行模拟器试验对软件安全性进行评估的思想;设计了实施该方法的操作流程;建立了试验平台中仿真系统主要的数学模型;借鉴生物学理论,分析了软件缺陷诱发飞机飞行危险的机理;最后,运用该方法对增稳系统嵌入式软件安全性进行了评估,验证了该方法运用于工程实践的可行性。利用该方法能够减少潜在的机载软件缺陷,降低复杂情形下软件诱发飞机功能危险的概率,提高机载软件安全性。     

一种生成飞行管理优化航迹的方法

本文针对飞行管理中的航迹生成问题进行了分析研究.飞行管理系统是以综合节油性和时间性的直接工作成本为其性能指标的.根据这一指标,本文探讨了用能量近似法生成优化航迹,对波音-767飞机的实际航线飞行进行了对比计算,并与波音公司制定的使用手册提供的飞行结果作了比较,证实了该方法的可行性。     

基于模型的飞行管理系统安全性分析

提出一种基于模型的飞行管理系统安全性分析实施方法，首先对飞行管理系统进行了功能危害性分析， 识别了各项功能的失效状态及其影响，确定了失效状态的分类和失效概率要求。然后采用形式化语言AltaRica 对飞行管理系统模型进行了描述，借助商用软件对飞行管理系统进行了AltaRica 建模和故障树分析。分析过程 表明，基于模型的安全性分析，清晰直观，适合工程应用，是一种简单高效的安全性分析方法。     

纵列式直升机配平计算分析

分别运用涡流理论和动量理论对纵列式双旋翼直升机建立了两种飞行动力学非线性数学模型并完成配平计算,这两种方法得到的配平结果和参考的实验数据较吻合,所建模型是后续进行稳定性导数和稳定根计算的基础.     

飞行控制系统软件复用技术

软件复用技术能够提高飞行控制系统软件研发效率,保证软件质量。针对飞行控制系统软件的特点,提出以软件复用为目的的软件体系结构,提取了基本构件,并对基于复用技术的飞行控制系统软件研发过程进行了研究。     

无人机飞控软件测试方法研究

飞控软件是无人机飞行控制系统的控制神经中枢,对无人机飞控软件进行有效的测试是保证飞控系统质量的重要手段.根据某型无人机飞控软件及其开发特点,提出一种与软件开发过程同步的、基于多个测试环境的软件测试模型,重点阐述该模型涉及的单元和配置项测试方法.测试结果表明,提出的测试模型,测试工作能有效地发现无人机飞控软件在不同开发阶段引入的不同类型的软件缺陷,有效地保障了无人机飞控软件的安全性、可靠性和质量.     

航路爬升性能计算

本文以 B737—300为例介绍了根据飞机及发动机的极曲线、最大爬升推力和燃油流量等原始数据及给定的爬升规律(如表速250KT/280KT/M0.74)计算在标准大气和非标准大气中航路爬升性能的方法及程序,计算结果与该机型使用手册中给出的 ISA—10,ISA,…,ISA 20的爬升数值表非常吻合。本文所述的方法及程序是通用的,对大爬升角的情况亦适用。     

直升机飞行参数综合处理软件设计研究

飞行参数综合处理软件是飞行参数综合处理系统的关键组成部分,主要负责分析和处理机载飞行参数记录器记录的飞行信息数据。文中在分析一种直升机飞行数据文件的数据存储结构的基础上,阐明了开发直升机飞行参数数据处理软件的具体思路和实现过程。     

作动器速率饱和时的PIO抑制方法

 作动器速率饱和会产生附加的时间延迟, 使系统稳定性大大降低, 并增加了驾驶员诱发振荡( PIO) 的趋势。为防止作动器速率饱和, 在飞控系统中一般设置了软件速率限制器。对比分析了3 种软件速率限制器, 探讨了它们的开环和闭环特性, 从研究角度出发, 提出了某型飞机在出现低液压故障情况下的PIO 抑制方案。非线性六自由度仿真结果表明, 该方案明显改善了算例飞机在严重低液压故障时的动态响应, 降低了PIO 趋势。     

飞行控制器的多学科综合环境研究

多学科分析与优化已成为近年来飞行器设计的重要研究方法。本文介绍了一个以飞行控制器设计与分析为目的、基于多学科综合的一体化仿真软件包,说明了它的组成、特点及其主要设计问题,并以某飞行控制器设计为例阐明其应用。     

飞行仿真系统的软件设计方法研究

针对现代飞行仿真系统的复杂性和紧耦合性，首先按照一般意义对飞行仿真系统进行了功能模块划分，然后在系统和分系统两个层次上讨论了飞行器仿真软件开发的构架，引入了数据通道的概念，作为解决软件模块间数据接口问题的基本方法，最后通过编程验证了其可行性与合理性。     

K8飞机侧向飞行参数协调分析及垂尾载荷计算

在K8飞机疲劳定寿中,一个重要的工作是进行大量的飞机飞行参数空测。各个测试参数之问的协调性、配套性,决定了依参数进行部件载荷及其压心计算结果的可用程度。鉴于不同传感器有各自的测试精确度,也存在不同传感器的校准与安装误差,因此对飞行参数的空测结果进行协调性与配套性的处理是必要的。本文从六自由度运动方程出发,对K8飞机侧向飞行参数的测试结果作了协调性计算分析,在对飞行参数作必要的修正基础上,对垂尾载荷作了计算。计算分析的对象是强度室提供的六个飞行参数原始文件(共2500多套,30000多个数据)。