波音737飞机ACMS的应用

Ａ波音７３７飞机ＡＣＭＳ的应用ＡＣＭＳＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆＢ７３７黄保立／北京飞机维修工程有限公司ＣＭＳ即飞机状态监控系统,是飞机上安装的先进机载数据采集和处理系统,它能以实时方式收集数据,对发动机状态和飞机性能进行监控以及进行特殊的工程调查。由ＡＣＭＳ所收集到的各种原始数据既可以经机载的飞机通讯寻址和报告系统（ＡＣＡＲＳ）通过甚高频接收机发送到地面ＳＩＴＡ接收站,最后传送到航空公司的终端,也可以通过机载显示、打印设备以及数据盘,在飞机过站或航后,供航务或机务人员使用。目前,国内英制系列…     

同时距离对准和相位补偿

在ＩＳＡＲ距离对准频域法的基础上,提出了一种新的ＩＳＡＲ运动补偿法。它将距离对准和相位补偿同时进行,因而能够简化运动补偿环节,减少运动补偿计算量。从理论上证明了所采用的相位补偿法与多普勒中心跟踪法是等效的。最后利用ＩＳＡＲ外场实测数据和微波暗室数据进行了验证,并且考察了所述方法的噪声性能。     

波音747-400飞机ACMS编程

飞机状态监控系统（ＡＣＭＳ）可以对飞机进行实时监控,同时又是用户可编程的。根据用户不同的需要,产生相应的用户应用软件,完成不同的监控检查任务。Ｂ７４７－４００飞机的ＡＣＭＳ系统由数据管理组件（ＤＭＵ）、机载装填器（ＡＤＬ）、快速存取记录器（ＱＡＲ）、管理组件（ＭＵ）、多功能显示组件（ＭＣＤＵ）和驾驶舱打印机（ＲＰＴ）组成。其中ＤＭＵ是ＡＣＭＳ的关键部件,它通过总线与飞机其他系统相连,获取各系统的实时数据,在应用软件的控制下触发产生报告,并将这些报告向其他介质发送,达到监控目的。用户应用软件由地面…     

工艺动态

5坐标ＮＵＲＢＳ插补ＣＡＭ软件ＯＫＫＮｕｒｂｓＣＡＭ -5ＡＸ　　在高质量高效率加工中 ,ＮＵＲＢＳ插补加工是非常重要的技术 ,但是尚无加工飞机机翼之类的与 5坐标ＮＵＲＢＳ插补加工相适应的ＣＡＭ软件。为此 ,日本大阪机工公司开发了同时具有 5坐标加工功能和ＮＵＲＢＳ插补加工优点的 5坐标ＮＵＲＢＳ插补ＣＡＭ软件。该软件的组成为 :( 1)由极小允许误差的ＮＣ数据转换成 5坐标ＮＵＲＢＳ插补数据的 5坐标ＮＵＲＢＳ转换软件 ;( 2 )可由ＣＡＤ模型数据直接作成 3～ 5坐标ＮＵＲＢＳ插补数据的 5坐标ＮＵＲＢＳ插补ＣＡＭ系统。采用…     

中国国际航空公司ACMS系统

ＡＣＭＳ系统发展现状飞机状态监控系统（ＡＣＭＳ）是建立在先进的机载数据采集、通信设备、空地数据通信网络、计算机与计算机网络技术上的全新的飞机状态监控系统。机载数据采集和空地数据通信系统在国外部分航空公司中已经开始使用，特别是应用于飞机、发动机的状态监控。一些航空公司已经摒弃了使用飞行机组记录参数进行发动机状态监控的方法，而改用空地数据通信系统。不但应用于像Ｂ７４７－４００这样的新型飞机，甚至推广到ＤＣ９／ＪＴ８Ｄ这样的老飞机、老发动机组合上。国内航空公司对飞机机载数据系统的应用尚十分有限，个别机…     

通用机载测试系统试验计划

为了促进机载测试系统之间的标准化，通用性和相互可使用性，美国国防部通过海、陆、空三军计划局正在研制一种通用机载测试系统。ＣＡＩＳ的出现将改变ＤＯＤ试验界的工作方式。ＣＡＩＳ计划将利用通用机载系统，地面支持设备和有关机载测试系统的技术知识为飞机试验和鉴定提供方便。     

广义损伤容限评定与设计专家系统

广义损伤容限评定与设计专家系统王生楠,傅祥炯（西北工业大学飞机强度所,西安,７１００７２）ＥＸＰＥＲＴＳＹＳＴＥＭＦＯＲＧＥＮＥＲＡＬＩＺＥＤＥＡＭＡＧＥＴＯＬＥＲＡＮＣＥＡＳＳＥＳＳＭＥＮＴＡＮＤＤＥＳＩＧＮ￥ＷａｎｇＳｈｅｎｇｎａｎ;ＦｕＸｉａｎ...     

中国拟建航空卫星移动通信地面地球站（GES）的技术方案

中国民航正在计划实施航空卫星移动业务通信。ＡＭＳＳ系统有三个主要组成部分：空间段，地面地球站和机载地球站。中国国际航空公司已居其两架波音７４７型飞机上装有ＡＥＳ。不久将有更多飞国际航线的飞机安装ＡＥＳ。     

机动类飞机典型结构在气动噪声作用下声疲劳分析方法研究

机动类飞机典型结构在气动噪声作用下声疲劳分析方法研究张熙箴（沈阳７２５信箱２０３分箱,沈阳,１１００３５）ＲＥＳＥＡＲＣＨＩＮＴＨＥＡＮＡＬＹＳＩＳＭＥＴＨＯＤＯＦＡＣＯＵＳＴＩＣＦＡＴＩＧＵＥＦＯＲＴＨＥＴＹＰＩＣＡＬＳＴＲＵＣＴＵＲＥＯＦＭＡＮＥ...     

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。     

复杂航迹和起伏地形条件下机载聚束SAR 空变运动补偿

 运动补偿是雷达平台机动飞行条件下合成孔径雷达(SAR)实现精确聚焦成像的前提,而如何精确实现运动误差的空变补偿(误差补偿随目标距离、方位和高度位置的变化而变化)目前还存在很大的挑战。本文提出了一种新的三阶运动补偿方法,能够有效解决复杂雷达航迹和地形起伏条件下运动误差的空变补偿问题。该方法首先以场景中心为参考进行空不变运动补偿,然后以多个子场景中心为参考进行空变运动补偿,最后再利用极坐标格式算法(PFA)统一补偿每个像素的空变误差。仿真数据处理结果验证了本文方法的有效性。     

双基地聚束SAR运动误差分析

将三维坐标系引入运动误差分析,建立了对任意匀速直线航迹双基地聚束SAR运动误差统一、清晰的分析方法;在此三维坐标系下,推导出各种运动误差引起的相位误差的计算公式。推导基于一般的双基地聚束SAR回波模型,可适用于任意匀速直线航迹的双基地聚束SAR,并且将通常的单基地SAR的运动误差分析作为一种特例也涵盖在内。给出了位置误差、速度误差和加速度误差所造成的相位误差计算公式。从推导结果得出结论:位于不同平台的同一误差,引起的相位误差是不同的;在小场景假设下,双基地聚束SAR的运动误差是空不变的,与目标位置无关。计算机仿真验证了误差分析的正确性。     

一种基于盲同态解卷积的SAR成像自聚焦算法

针对大气扰动及飞行平台不稳引起机载合成孔径雷达(SAR)图像散焦的问题,提出了一种新的自聚焦算法来估算运动误差。该算法是基于运动误差函数及场景散射函数平滑特性的差异来进行估计的,利用复对数变换将图像的幅度与相位信息分离,进而分别对相位及幅度信息进行处理。运动误差通常为慢变函数,而场景的散射信息具有某种随机特性。因此,经过复对数变换后,运动误差及散射信息可以通过滤波器进行分离,将相位中的随机噪声去除,从而保留了慢变的运动误差函数。为了去除噪声信息,需要建立一个平滑滤波器,利用Daubechies小波的尺度函数构造Riesz基向量,从而建立了正交子空间,通过所建立信号子空间及噪声子空间组建平滑滤波器,最终可以获得准确的运动误差。在实验部分,分别利用仿真数据及实测数据对本文方法进行验证,最终结果分析表明该方法具有很高的估计精度及执行效率。     

Strapdown inertial measurement units for motion compensation forsynthetic aperture radars

It is shown that synthetic-aperture radar (SAR) motion can be compensated by using an antenna-mounted strapdown inertial measurement unit (IMU) as the motion sensing system, but sensor and system errors affect SAR image quality. A strapdown IMU consists of three accelerator channels and three gyro channels. Strapdown IMU errors include gyro-scale and accelerometer-scale factor and bias errors, velocity error, platform tilt, and errors induced by limited inertial sensor bandwidth. The effects of these errors on the SAR image quality are presented in terms of the SAR impulse response. IMU errors that cause low-frequency phase errors (less than one cycle per array time) are categorized in terms of quadratic and cubic phase errors. IMU errors that cause high-frequency phase errors (greater than one cycle per array time) are categorized in terms of the integrated sidelobe ratio and peak sidelobe ratio. A motion compensation system conceptualization is described wherein a strapdown IMU is attached to an antenna and transfer-aligns to the aircraft's master navigator     

MOTION COMPENSATION FOR HIGH RESOLUTION AIRBORNE SAR WITH IMU & GPS

Ｔｈｅｅｒｏｒｂｅｔｗｅｅｎａｃｔｕａｌａｎｄｎｏｍｉｎａｌｆｌｉｇｈｔｐａｔｈｓｏｆｔｈｅａｎｔｅｎｎａｐｈａｓｅｃｅｎｔｅｒ（ＡＰＣ）ｉｓｄｅ－ｆｉｎｅｄａｓｔｈｅｐｌａｔｆｏｒｍｍｏｔｉｏｎｅｒｏｒ．Ｕｎｃｏｍｐｅｎ－ｓａｔｅｄＡＰＣｍｏｔｉｏ...     

用于SAR运动补偿的DGPS/SINS组合系统研究

使用考虑位置误差相关项的伪距率观测模型 ,研究了用于合成孔径雷达运动补偿的差分 GPS/ SINS伪距率组合系统。结果表明 ,组合系统的长期位置精度能达到 1 m左右。 GPS数据更新率低于 INS,在 GPS测量时间间隔内 ,组合系统的性能仅由 INS决定。虽然 INS误差随时间积累 ,在 GPS数据更新率为 1 s的情况下 ,即使采用中等精度的惯性仪表 ,其相对位置精度为厘米级 (这里相对位置精度指组合系统在 GPS测量时间间隔内位置误差的变化范围)。     

运动补偿用惯性器件误差对SAR成像分辨率的影响研究

 为提高合成孔径雷达（SAR）系统的性价比，必须根据SAR成像分辨率的要求和整体系统参数，设计相应精度的运动补偿用捷联惯导系统。在确定SAR运动补偿系统方案和安装方式的基础上，分析不同方向的加速度计和陀螺仪误差对天线相位中心位置测量误差的影响，并利用位置测量误差与SAR成像分辨率之间的关系，进一步明确了不同方向的加速度计和陀螺仪对SAR成像分辨率的影响。研究表明：基于SAR的工作原理和安装方式，x方向加速度计和y方向陀螺仪对SAR成像分辨率的影响明显比其他惯性器件严重；相同误差水平的惯性器件对SAR成像分辨率的影响随着合成孔径时间和工作波长的不同而不同，时间越长，波长越短，影响则越严重。SAR成像仿真证明了结论的正确性。研究结果对于研制高性价比SAR成像运动补偿系统有一定的理论指导意义。     

飞行器横滚运动的优化方法

引言 轴对称飞行器为了产生一个适合导引规律的空间法向力,在其三通道的飞行控制系统中有一个通道的功用是使横滚运动保持稳定。无坐标变换装置的轴对称飞行器还要求倾斜角是无静差的。本文就此讨论了一个实用的自控非线性横滚运动的优化设计问题。     

Integrated method of guidance,control and morphing for hypersonic morphing vehicle in glide phase

The morphing technology of hypersonic vehicle improved the flight performance by changing aerodynamic characteristics with shape deformations, but the design of guidance and control system with morphing laws remained to be explored. An Integrated of Guidance, Control and Morphing (IGCM) method for Hypersonic Morphing Vehicle (HMV) was developed in this paper. The IGCM method contributed to an effective solution of morphing characteristic to improve flight performance and reject the disturbance for guidance and control system caused by the morphing system for HMV in gliding phase. The IGCM models were established based on the motion models and aerodynamic models of the variable span vehicle. Then the IGCM method was designed by adaptive block dynamic surface back-stepping method with stability proof. The parallel controlled simulations’ results showed the effectiveness in accomplishing the flight mission of IGCM method in glide phase with smaller terminal errors. The velocity loss of HMV was reduced by 32.8% which inferred less flight time and larger terminal flight velocity than invariable span vehicle. Under the condition of large deviations of aerodynamic parameters and atmospheric density, the robustness of IGCM method with variable span was verified.