失速／尾旋模型自由飞试验的空间设计问题

本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。     

推力矢量控制战斗机与遥控模型自由飞

推力矢量控制将应用于先进的具有大迎角机动能力的飞机。就推力矢量控制的一些技术问题作了初步归纳和研究。并概述了用遥控自由飞模型对这一技术研究的发展前景。     

几种动态模型自由飞试验技术

目前在国外应用最广泛的动态模型自由飞试验技术包括三种方法，即：水平风洞模型自由飞，垂直风洞模型自由飞和露天投放模型自由飞，分析了每种方法的关键技术问题，比较三种方法的优缺点，说明在型号设计中应用范围。最后提出几点看法，并建议尽快建立必要的试验设施，研究试验方法，加速我国大迎角／尾旋动态模型试验技术的发展，为型号设计和航空科研服务。     

模型自由飞试验的可靠性问题初探

在飞行器气动力/气动热的各种研究方法中，由于模型自由飞试验的涉及面最广、技术最复杂、影响因素最多、风险最大--模型直接在自由大气中飞行，因而其可靠性问题更显尖锐。本文提出了模型自由飞试验的可靠性定义；强调指出研究模型自由飞试验的可靠性问题之根本目的在于提高其经济性、试验效率和安全性；较炙详细地剖析了影响模型自由飞试验可靠性的17个主要因素--在制定模型自由飞试验研究的总体方案/各分系统方法，以及在整个模型自由飞试验研究工作的进程中，它们都是不容忽视的重要技术环节。     

基于 LSTM的飞控系统状态监控

监测飞控系统状态参数是保证无人机飞行安全的重要手段。针对无人机飞控系统的组成特点和飞行控制律,设计并构建了基于长短期记忆网络(Long Short Term Memory Network,LSTM)的飞控系统状态监控模型。首先,利用无人机历史飞参数据训练模型,建立输入飞参数据与状态参数的回归映射关系;然后,利用训练好的网络模型,实时预测飞控系统的状态参数,通过对比实测值与预测值之间的差异,实现飞控系统的状态监控。选取无人机飞参数据进行实验,基于 LSTM的算法比反向传播神经网络(BPNN)、支持向量机(SVM)预测精度高,MSE平均值分别低 0.01和 0.26,MAE平均值分别低 0.05和 0.12。结果表明,所提出的方法能够有效监控飞控系统,为无人机飞行管理决策提供数据支持。     

带动力模型自由飞试验研究

主要阐述带动力模型自由飞的技术难题，诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟，燃油变化对尾旋试验影响的以及模型的起飞与回收等问题，最后，以ＣＪ－６及Ｎ－５飞机带动力模型自由飞的失速／尾旋试验为例，说明解决问题的有效性，试飞证明，试验结果与真实飞机的结果相关性好。     

电传飞机模型自由飞试验飞行控制技术研究

以静不稳定飞机模型为研究对象,开展了电传飞机模型自由飞试验控制律设计及验证方法研究.主要介绍了模型自由飞试验的特点和飞行控制律设计原则,设计和验证了电传飞机模型试验控制律,并通过模型自由飞试验验证了控制律的适用性.     

大型飞机研制与模型自由飞试验技术

大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验，获得飞机小攻角条件下的气动特性，但对于飞机失速偏离尾旋研究，静态测力试验是不够的，无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验，是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题，包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。     

飞行控制模型管理系统

模型管理是决策支持系统的核心，将模型管理应用于飞行控制系统是现代试飞管理的一个重要手段，也是一个新的探索领域。本文从模型及模型库管理系统的概念出发，分析传统的及近年来进入市场的主流数据库技术，研究对飞控系统进行模型管理的可行性。首先提出对飞控模型利用对象关系数据库进行管理的思想并将模型对象化；其次是模型管理概念的提出及模型库的数据模型，模型库组织和存储；最后是飞控系统模型管理的实现。     

自由飞试验模型惯性矩的测定

作者根据多年来自由飞试验的实践，叙述了自由飞模型惯性矩的调试、计算、误差分析处处理的试验与方法。     

K8飞机自由飞模型飞控系统设计研究

自由飞模型是按相似原理以飞机模型空中投放试验来验证原型飞机的操稳性能或获取飞机参数等，现通过对Ｋ８飞机自由飞模型控制系统的研究。设计了静不稳定飞行状态下的控制增稳系统。并根据自由飞的特点，设置控制器接通与否两种工作状态，可进行人工操纵飞行和接入控制器的操纵飞行。飞行记录表明，控制系统设计是成功的，可起到对原型机仿真的作用。     

带动力模型自由飞试验研究（螺旋桨飞机）

主要阐述带动力模型自由飞的技术难题，诸如相似准则、螺旋桨的动力模拟及滑流模拟、陀螺力矩的模拟、燃油变化对尾旋试验的影响以及模型的起飞与回收等问题。最后，以ＣＪ—６及Ｎ—５飞机带动力模型自由飞的失速／尾旋试验为例，说明解决问题的有效性。试飞证明，试验结果与真实飞机的结果相关性好。     

K8飞机自由飞模型放宽静稳定度研究

介绍对一架带有纵向数字飞控系统的Ｋ８飞机自由飞模型进行的放宽静稳定度的试验研究，获取利用模型进行此种试验的可行性和实施方法，模型采用了四种重心构型；正常重心，中立重心，后移２％ｂＡ和后移４％ｂａ。模型上加装了控制增稳装置，进行了控制律设计，取得较为满意的试验结果，地面仿真试验结果与飞行试验也是基本一致的，试验达到预期的目的。     

基于对象组件的遥控软件设计

通过分析飞控中心遥控软件系统存在的现状,提出基于对象组件的遥控软件设计思想,以及具体的设计步骤,并针对遥控软件给出类的抽象与设计,有助于遥控软件的开发与应用。     

战斗机综合设计仿真系统中的飞控系统模型

通过分析飞控系统各环节对飞机动态特性的影响及第三代战斗机控制律的特点,为战斗机综合设计仿真系统建立了飞控系统模型。该模型是能够反映飞控系统功能的简化模型。通过对飞控系统各项功能与特点的检验,对飞控系统简化模型进行了验证。验证结果表明,所建立的简化飞控系统模型能够满足战斗机综合设计仿真系统的需要。     

低速风洞模型自由飞试验飞行控制系统相似准则及模拟方法研究

低速风洞模型自由飞试验技术具有试验成本低、风险低、试验条件可控、试验数据精度高等优点,是支撑新型飞行器研制和新技术验证的重要试验技术。飞行控制系统作为风洞模型自由飞试验平台的核心系统,与原型机的系统相似是保证试验结果反映原型机稳定与控制特性的关键。从试验相似准则出发,针对飞行控制系统的相似要求进行分析和仿真,研究了其需要满足的相似关系及其模拟方法,分析了飞行控制律相似性转换的方法、系统采样频率的确定以及飞控系统部件动态特性对飞机响应的影响等问题,最后开展了试验验证,验证了飞行控制系统实现以及试验结果应用于原型机飞行稳定与控制响应特性预测的可行性,为低速风洞模型自由飞试验技术的发展与完善提供依据,为其工程化应用奠定基础。     

某型飞机无动力投放模型自由飞控制律设计

针对某型飞机无动力投放模型自由飞试验中,由于受载机螺旋桨滑流影响,模型与载机分离后发生滚转、难以保证水平飞行的问题,根据模型自由飞试验不同阶段的飞行特点开发了专用控制律,具备直接链、投放控制、失速尾旋3种控制模态。论述了控制律的设计过程,以及在模型自由飞试验中的应用情况。试飞结果表明,该控制律很好地解决了模型与载机安全分离和大迎角水平飞行控制问题,提高了模型试验动作精准度。     

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JP－4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计，模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明；脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道把试验相当。     

模型飞行试验中的质量安全剖析

对模型自由飞专业成立３０多年来所进行的模型试验及模型坠毁情况做了详细的统计，并用科学的全面质量管理及数理统计方法对导致模型坠毁的因素进行了分析，并针对这些因素提出了一些具体的解决办法。     

获取自由飞模型气动导数的综合飞行试验研究

过去已进行过多个机种的自由飞模型大迎角特性试验，但均为单一项目的试验，现介绍了将获取放宽静稳定度特性和气动导数两个项目综合于一个自由飞模型飞行试验项目中的情况，用脉冲升降舵激发起模型的纵向短周期运动，用参数辩识方法获取气动导数，试验结果表明这种方法是可行的，为从事本专业及相关专业的科研人员提供了参考。