空地一体化技术在IFTD试飞中的应用

发动机表明符合性试飞科目飞行中推力确定（In Flight Thrust Determination, 简称IFTD）试验点多、耗时长、费用高。为提升试飞架次效率和地面监控力度,降低架次成本,基于FLIGHTLAB软件开发了面向物理的空地一体化仿真模型系统,并采用卡尔曼滤波和遗传算法对模型输入数据进行了实时处理和动态优选,最后基于QT开发了空地对比监控界面在某型号IFTD试飞中进行了应用。经验证,所建空地一体化仿真模型能够有效对某型号的发动机运行和动力学响应进行模拟,发动机各项参数的平均误差约为3%,采用的数据实时处理和动态优选算法能够良好地匹配空地一体化仿真模型系统,使系统有效运行,在IFTD试飞中,仅两个架次就为试飞节约燃油约3 t;本次应用表明,空地一体化技术,在飞行前能够为试验点可达性分析和试验点优选构型分析提供支持,在飞行中为试飞监控减轻负担。     

风洞虚拟飞行试验中的飞行控制系统快速原型设计与部署技术

利用风洞虚拟飞行技术可在风洞中开展飞行器的飞行控制验证与评估研究。飞行控制子系统是虚拟飞行试验技术的核心,采用控制系统快速原型技术,可实现嵌入式实时飞行控制代码自动生成和快速部署,从而大幅降低飞行控制系统集成难度,有效提高风洞虚拟飞行试验效率。本文概述了Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统组成和现状,详细介绍了基于该系统的飞行控制系统快速原型开发平台和部署方法,通过某飞机缩比模型全数字仿真、半实物仿真和风洞虚拟飞行试验,验证了该技术具有良好的通用性和开放性等特点,可以满足不同型号飞行器风洞虚拟飞行试验飞行控制系统集成需求。     

虚拟现实技术在军用直升机飞行和作战仿真中的应用

本文简要介绍了利用虚拟现实技术构建某型直升机飞行和作战仿真体系及应用方法。并重点介绍了构建高可视化的直升机飞行作战仿真系统的关键技术和实验步骤。     

船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究

水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求,有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估,以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及 Matlab / Simulink 仿真环境,分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型,数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型,通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真,得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程,并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求,仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。     

某型无人直升机前飞段仿真建模与试飞验证

针对某型无人直升机无铰式旋翼技术验证和飞行试验需求,建立了能够用于实时仿真的非线性飞行动力学模型,并基于经典PID控制算法完成了飞行控制律设计。为验证理论模型准确性和控制参数合理性,相继开展了盘旋飞行和大速度飞行的半物理仿真和飞行试验,并基于飞行试验控制效果评估完成了部分控制参数的优化设计。数据分析表明:半物理仿真和飞行试验的时域响应和配平特性均吻合较好,验证了非线性飞行动力学模型的准确性;飞行试验中无人直升机姿态和速度响应均能够较好地跟踪其设定值,所设计的飞行控制参数能够满足某型无人直升机稳态飞行控制要求。     

F-35武器系统和载荷分离飞行试验的预先研究

在复杂飞行状态下,F-35的三种型号因拥有更多武器系统种类和挂载方案,其外挂分离飞行试验的复杂程度和技术难度要高于F-22A项目。为了在有限的时间内完成所有的挂载物分离飞行试验科目,F-35分离试验研究小组将采用一系列创新的飞行试验方法和的技术实施方案,包括更大范围地使用先进的计算机流体动力学（CFD）模拟技术来指导分离试验,降低试验成本利用结构有限元模型（FEM）大范围进行计算机虚拟试飞,降低飞行试验风险等。     

基于RT-LAB的飞行仿真试验平台

以正在研制的某型号支线飞机为背景,设计了基于RT-LAB的飞行仿真试验平台。此试验平台利用了RT-LAB仿真系统的核心优势,同时采用VMIC网通讯保证其实时性。通过驾驶员在回路中仿真试验,验证了基于RT-LAB的飞行仿真试验平台的实时性和有效性,满足了ARJ21飞机地面模拟试验的需求。     

国内首次采用现代控制理论设计的控制律通过评审

日前,国家某重点型号研制课题发展型控制律方案及初步设计在西安飞行自动控制研究所通过评审,该课题采用现代控制理论设计的控制律在国家重点型号研制中尚属首次。来用现代控制理论设计具有型号背景的系统控制律,大大发展了航空     

直升机全量飞行动力学数值仿真模型及其实现

论述了一种通用的直升机飞行动力学全量数值仿真模型及其实现，该模型有６个机体自由度和３个旋翼自由度。以旋翼系统的仿真为重点，将直升机旋翼的气动力和力矩通过沿半径和方位角的解析积方求得，并计入了旋翼挥舞动力学的影响。仿真模型以某型直升机为算例，并加入了增稳系统，对仿真模型飞行特性进行了初步的验证，结果表明，所述模型思路是正确的。     

基于OOPN的某型飞机飞行前机务准备流程优化研究

运用面向对象Petril网（OOPN）和随机Petri网（SPN）对某型飞机飞行前机务准备流程进行建模：在所建立模型的框架下利用Arena进行仿真和分析．并采用流程优化理论进行优化：对优化后的流程进行仿真和分析。结果表明：优化后的飞行前机务准备时间较优化前明显缩短,同时人员之间工作量均衡问题得到了改善。     

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.     

基于飞行仿真平台的相关坐标变换模型

飞行力学中相关的飞行器运动方程都是在地面坐标系中建立的,地面坐标系的前提假设"平面大地"与地球表面具有曲率不符,经纬度能真实反映飞行器的飞行情况,但不能直接运用于飞行器运动方程.针对以上情况,提出了能够运用于地面坐标与经纬度相互转换的模型.在飞行仿真平台上,由飞行器运动方程建立相关的飞行机动动作模型,再由提出的坐标变换模型将运动方程中的相关参数转换为经纬度.实验结果表明,坐标变换模型是合理的,具有实用性,能运用于相关的飞行仿真平台中.     

飞行品质仿真计算与试飞数据对比分析

随着飞行控制系统越来越复杂,试飞过程逐渐向数字化过渡。在开展飞行试验前,通过数值模拟对飞机的主要飞行品质参数进行仿真计算,可以为试飞过程提供参考,提高飞行试验的效率。根据某型飞机的风洞试验数据,建立该型飞机的气动力数学模型,基于Flightgear飞行模拟软件搭建功能完备的实时飞行模拟平台,完成飞行品质的数字化试飞。选取典型试飞数据对所建立的气动力模型与数值仿真结果进行验证,结果表明:数值仿真结果与试飞结果具有较好的一致性。     

基于博弈论的飞行安全风险评价

通过研究飞行机组与空中交通管制员之间的合作问题,以达到对飞行安全风险的分析和评价;结合博弈论的基本思想和方法,应用贝叶斯条件概率定理和NASH策略对飞行机组与管制员之间的合作关系进行定量分析,建立飞行安全风险博弈模型假设;根据Bayesian决策模型和NASH均衡算法,计算出飞行机组与管制员之间的局势均衡点,即飞行安全风险的最小值;通过仿真计算表明,该结果对改善航空公司安全管理的科学性、可靠性和进一步降低事故率以及提高飞行安全水平具有一定的参考价值。     

突风对着陆飞机下滑飞行的安全性影响

突风会引起飞机过载和飞行状态的改变,威胁飞机飞行安全。在飞机六自由度运动学方程的基础上,根据下滑飞行中驾驶员操纵行为的特点建立了飞机驾驶员的数学模型,并考虑突风的影响,建立了“驾驶员-飞机-突风”闭环飞机的数学仿真模型。通过引入飞机飞行安全性的量化评估理论以及表征方法,并根据飞机的飞行状态对飞机的安全性进行量化分析。选取某型飞机着陆下滑过程中进入突风风场的飞行状态进行仿真研究,结果表明风会改变飞机的气动角和空速,导致飞机的过载及飞行轨迹发生变化,尤其在飞机飞行高度较低时,风扰引起的大 但目前的研究主要集中在以阵风减缓设计为目的的 迎角姿态和飞机飞行轨迹变化将威胁飞机的飞行安全。     

飞行器跨声速区俯仰力矩系数建模方法研究

飞行器气动力建模的准确性对其飞控系统设计、仿真和飞行性能分析有显著影响.在跨声速区马赫数变化对飞行器气动力影响显著,并且呈严重非线性,而在通常的气动力建模方法中却很少考虑马赫数的影响.本文对此问题进行了研究,根据某空空导弹和某返回舱俯仰力矩系数在跨声速区体现出来的特点,提出并建立了俯仰力矩系数随马赫数变化的概率函数模型.采用遗传算法辨识得到了某空空导弹和某返回舱的俯仰力矩系数建模结果,与风洞试验数据的比较表明,本文提出的概率函数模型确实比较好地描述了这些飞行器俯仰力矩系数在跨声速区随马赫数的变化规律.     

直升机自适应供油系统建模与仿真

为满足直升机发动机入口燃油压力的严格要求，在传统供油系统的基础上设计了自适应供油系统方案，基于仿真平台 建立了自适应供油系统仿真模型，并对此开展自适应供油系统供油压力仿真计算研究。在机动飞行包线1、2下对自适应供油系 统的发动机入口压力进行计算，并分析了飞行姿态、油箱液位高度、供油流量连续变化等因素对发动机供油压力的影响。仿真结 果表明：飞行姿态对发动机入口燃油压力有较大影响，在供油系统设计初期必须加以分析，而油箱液位高度的影响较小，可按最低 油箱液位高度进行计算分析；在某机动飞行包线1、2下自适应供油系统供油压力始终处于发动机入口压力要求范围，自适应供油 系统可满足某型直升机发动机入口燃油压力要求。     

Validation of Flight Control Law Based on LFT and Structured Singular Value

The main goal of flight clearance is to use the structured singular value (μ) analysis of the flight control system when some pa-rameters in the system vary in a certain range. As the μ-analysis can only be done on a linear fractional transformation (LFT) model, the first step of flight clearance is to generate the LFT model of the flight control system. In this paper, based on the introduction of basic theory of LFT and μ-analysis, an X-fighter is chosen as an example to utilize the proposed methods. In order to realize the flight clear-ance process automatically, a novel software package based on MATLAB programming language is developed. The results of simulation experiments validate the feasibility and effectiveness of the novel methods proposed in this paper.