运输类飞机RVSM适航审定中的机体差异分析及处理

对运输类飞机的RVSM适航审定要求进行说明,并就机体差异导致的高度测量误差进行了分析。提出了评估机体差异导致的剩余静压源误差的一种思路和方法,以及RVSM适航审定中预算分析应考虑的各误差分量。最后指出了为满足飞机持续适航要求而应进行的工作。     

跨音速飞机头部进气道前空速管的气动补偿计算

现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压     

飞机静压源微波空间定位校准法精度分析

本文探索用微波空间定位（WKD）法,对飞机静压源试飞校准的精度,找出影响校准精度的主要误差源,并根据误差传递的规律推导了误差计算公式。对WKD法的校准精度进行了计算。WKD法与GPS法、拖锥法、标准飞机法、雷达法等多种校准方法的校准精度进行了比较,说明WKD法是一种校准精度高、费用低、具有高经济效益的校准方法。     

民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究北大核心CSCD

静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。     

民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究

静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。     

ARJ21-700飞机左右气压高度不一致故障分析

全静压系统是飞机的重要系统,该系统泄漏或堵塞是波音和空客飞机的常见故障。ARJ21飞机也出现过全静压系统的相关故障。本文介绍了ARJ21飞机全静压系统的工作原理和故障排除过程,并向制造厂家排故手册的修订提出了合理化建议,也可为其他航司排除相关故障提供参考。     

气压高度误差对适航标准的符合性方法研究

运输类飞机适航标准规定了气压高度误差的可接受范围,按照条款要求,表明符合性时需要将试验高度处的气压高度误差向海平面进行换算。相比ERJ、ARJ在适航审定试飞时采用的等静压误差处理方法,本文从是否考虑压缩性的角度出发,建立了适用性更高的气压高度误差转换方法,并通过某型飞机试飞结果分析进行了验证与说明。     

歼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速度法对歼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。     

飞机机头气动补偿空速管的设计

针对某飞机需要在机头配置空速管的设计要求,提出了采用机头气动补偿空速管的设计方法并给出了设计思路.通过数值计算得到了该飞机的机头位置误差,由此给出了一种气动补偿空速管外形;对给出的空速管的气动补偿特性进行了计算,并通过风洞试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性,得到了该空速管的补偿曲线和补偿区的最佳静压开孔位置;在此...     

浅谈陀螺仪的特点以及零次项误差的产生和计算方法

本文主要论述了两个问题。第一、飞机、火箭等飞行器的转动运动的测量。目前广泛利用了陀螺仪，或以陀螺仪为核心的惯性导航技术。文中简单概述了陀螺仪的分类及基本特性，特点介绍了平台式惯性导航系统的工作原理。第二，静压液浮陀螺仪零次项误差浅析。文中阐述了静压液浮陀螺仪的工作原理及结构、特点、建立了运动方程，并分析了零次项误差的产生、来源及计算方法，最后指出：零次项误差是不可避免的，但我们可以力争减小各种干扰力矩，使超差控制要求的范围之内，从而提高了陀螺仪的使用精度。     

MEMS惯性器件误差建模和补偿方法研究综述

针对MEMS惯性器件的特点,结合国内外相关文献资料,讨论了MEMS陀螺、加速度计这两类惯性器件的误差建模和误差补偿方法,文中将其误差分静态、动态和随机三类,详细地分析了各自的误差模型、参数标定方法和误差补偿方法,重点讨论陀螺随机误差建模及补偿技术,供广大研究人员参考。     

基于数值计算的机载SAR空变运动补偿算法

针对机载合成孔径雷达(SAR)高分辨率宽测绘带(HRWS)成像问题,在分析结合两步运动误差补偿的距离徙动算法基础上,提出一种基于数值计算的空变运动误差补偿算法。通过对粗聚焦图像进行分块,在子块的两维波数域进行空变运动补偿,补偿的相位包括方位相位误差、距离相位误差以及方位和距离的耦合相位,因此该算法在复杂航迹、高分辨和宽测绘带情况下仍具有较好的鲁棒性。最后对SAR仿真数据和实测数据进行处理,并与结合两步运动误差补偿的距离徙动算法进行比较,处理结果表明该算法能够更好地补偿空变运动误差。     

一种新的激光捷联惯导系统级温度补偿方法

激光捷联惯导工作时,惯组内的温度会随着时间不断升高,引起惯性器件标度因数和零偏的变化,从而无法满足惯组在全温范围内工作.因此,有必要采取相应措施来减少温度带来的误差.提出一种通过3次样条插值法建立初始模型,不断迭代计算模型偏差修正样条曲线的方法,确立激光陀螺和石英挠性加速度计的温度误差模型存入DSP 中,最终由导航计算机实现惯组输出的实时补偿.通过标定和静态通电验证了模型的正确性和重复性,为进一步提高惯导精度奠定了基础.     

SINS制导工具误差补偿研究

 针对现有SINS制导工具误差模型不能满足“天地一致性”的问题，提出了基于实际弹道数据的SINS制导工具误差补偿方法，即首先建立SINS制导工具误差模型，然后采用改进的特征值有偏估计方法(LRE)估计具有复共线性特性的误差模型，最后利用该误差模型对捷联惯性仪表进行误差补偿。半物理仿真试验的结果表明，高度通道的最大测量误差由补偿前的52米降低到补偿后的8米，其余通道的补偿效果类似。这证明了该误差模型的正确性和估计方法的有效性，为将来SINS制导工具误差补偿和提高SINS制导精度提供了充分的依据。     

金属壳谐振陀螺误差补偿方法研究

针对金属壳谐振陀螺的误差建模与补偿方法进行研究.首先,通过分析金属壳谐振陀螺的敏感机理,找到影响陀螺性能的误差源,建立金属壳谐振陀螺的误差模型.然后,研究陀螺的误差传播特性,对误差源进行分类,提出金属壳谐振陀螺的误差补偿方法.最后,利用试验方法对建立的误差模型和补偿方法进行验证.试验结果表明:经过补偿后的金属壳谐振陀螺在工作温度范围内(-45℃ ～55℃)零偏不稳定性降低至4.67(°)/h,全温度段线性度由0.2％降低至0.03％,随机游走为0.6982(°)/h1/2,陀螺的综合性能得到显著提升,证明了误差模型和补偿方法的有效性.     

姿态航向参考系统中磁罗盘安装误差补偿研究

在飞行状态下,姿态航向参考系统的航向由磁航姿计算机的姿态和磁罗盘的磁通量算得,由于磁罗盘和航姿计算机在机上有安装误差,使得算出的航向有一定偏差,针对这一问题,文章提出了一种补偿机上磁罗盘安装误差的方法。机上试验表明:该方法补偿了磁罗盘在机上的安装误差,可有效提高磁航向的精度。     

基于喘振信息数据融合的发动机温度传感器

针对热电偶（阻）型温度传感器呈现较强的惯性，提出一种基于矩阵奇异分解的传感器数据融合方法，将喘振信息与温度传感器输出信号相融合，分别消除了发动机进口温度T1约1．2％和涡轮后燃气温度L约0．8％的静态误差；同时，还提出了利用喘振信息消除温度传感器动态误差的技术，补偿了热电偶（阻）的惯性延迟。实验和仿真结果表明，该数据融合方法和动态补偿技术不仅算法简单有效，而且温度补偿准确，提高了发动机电子调节器工作的可靠件．     

不对称推力完全自动补偿技术

研究了一种适用于多发飞机的不对称推力完全自动补偿策略,并针对发动机失效后的不对称推力飞行特性进行研究。首先,推导了横航向达到平衡状态的条件,提出了一种基于发动机转子转速信号的自动补偿控制方法,在保证补偿效果的同时,解决了自动补偿系统可靠性低的问题,该自动补偿控制方法将高压转子转速信号与低压转子转速信号进行逻辑运算,结合高压转子转速差控制副翼和方向舵偏转,再与主飞行控制系统共同作用使飞机达到平衡状态。然后,基于横航向主飞行控制系统具有滚转角保持功能的特点,优化自动补偿控制系统。最后,全包线内建立飞机达到平衡状态的线性化数学模型,设计了不对称推力完全自动补偿控制律。通过MATLAB/Simulink建模并进行仿真验证,仿真结果表明完全自动补偿控制方法对不对称推力飞行具有良好的补偿效果。