适于飞控系统设计的缩比直升机建模

在传统的旋翼、尾桨、机身的气动力模型基础上,引入了缩比直升机的舵机、航向控制系统模型,建立了适合缩比直升机飞行控制系统设计的非线性飞行动力学数学模型。深入探讨了稳定杆对缩比直升机飞行动力学的影响,并进行了仿真计算,结果表明所建立的数学模型能反映缩比直升机的飞行动力学特点,适合其飞行控制系统设计。     

缩比模型模拟全尺寸飞机自动着舰的相似关系

由于直接采用全尺寸舰载机进行全自动着舰试验的风险较高,可以采用缩比模型模拟全尺寸飞机进行着舰的试验方案。基于相似系统原理,研究了缩比模型模拟全尺寸飞机着舰的相似关系,具体包括着舰导引律、自动驾驶仪、进近动力补偿系统与甲板运动补偿系统的增益以及航母运动与机舰相对运动参数的相似比例关系。以某算例舰载机及其缩比模型为算例,完成了各自着舰的数学仿真计算。结果表明,全尺寸飞机着舰数学仿真结果与缩比模型仿真结果满足运动相似关系,且各项参数的相似比例与推导结果一致,证明了本文研究结论的正确性。     

缩比模型遥控飞行验证技术的研究及展望

缩比模型遥控飞行验证是飞行试验技术的重要组成部分,本文研究了国内外相关技术发展状况和未来需求,初步分析了需要解决的关键技术,简要介绍了自身团队相关工作进展,并对于该项技术与多学科发展的关系进行了概括。研究表明：缩比模型遥控飞行验证技术是未来飞行器设计研发中的一项重要技术验证途径,在新概念飞机布局设计及飞机新技术应用等方面具有指导作用。     

火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数

文章在总结、分析国内外发射燃气喷流缩比试验相似参数的基础上,提出了模拟火箭发射初期燃气喷流缩比试验五个基本相似参数.利用发射燃气动力学理论较为系统地说明:满足这五个相似参数,缩比模型试验的燃气流场结构与原型试验的燃气流场结构保持线性几何相似关系,空间对应位置处流场参数一致,缩比发射设备承载与原型发射设备承载之间保持平方缩比关系.同时指出燃气喷流流场结构与燃气物性密切相关,燃气物性不同的喷流流场之间不存在严格意义的流场分布相似及动力学相似关系.     

推进操纵飞机的应急飞控系统在F—15上的飞行试验

一种推进操纵飞机（ＰＣＡ）系统在Ｆ－１５飞机上的飞行试验已在ＮＡＳＡ德赖登飞行研究中心进行。飞机在使用手动油门的工作方式和一种增强系统工作方式锁定所有飞行操纵面的条件下飞行。后一种方式中,飞行员的拇指轮指令和飞机反馈参数用于油门定位。飞行评价结果表明,ＰＣＡ系统可以用于使一架主飞行控制系统发生故障的飞机安全着陆。ＰＣＡ系统曾用于把Ｆ－１５飞机从严重失去操纵条件改出、下降和着陆。这个报告描述了ＰＣＡ     

用于飞控系统试飞验证的识别方法

为试飞验证飞控系统的稳定性,改进,确认控制律和评价飞机的飞行品质,提出了富氏系数法（ＦＣ）,直接快速富氏变换－功率谱密度地（ＦＦＴ－ＰＳＤ）和相关函数为－功率谱密度法（ＣＦ－ＰＳＤ）确定系统频率响应,进而采用罗森布洛克无约束极值法和最小二乘－高斯牛顿迭代法进行模型参数拟合,另外,给出适合于上述方法的输入激励设计,通过用Ｔｕ－１５４Ｍ空中模拟试验机人机闭环／手动扫频试验数据和ＢＷ－１变稳机手动／自动     

红外抑制器缩比模型与原型件红外辐射特性关系的分析

本文运用红外辐射理论分析了红外抑制器缩比模型与原型件红外辐射特性的关系。通过对缩比模型与原型件的固体壁面和排气流定向红外辐射强度的分析,得出了缩比模型与原型件之间红外辐射强度的基本换算关系是尺寸比的平方关系,但应该乘上一个修正系数。     

高性能缩比无人机关键总体参数分析及优化

随着目前国内新概念布局的快速发展及新技术验证的急迫需求,拥有低成本及无人化等优势的缩比无人机越来越多地被用作技术验证机及高性能靶机.本文通过对若干型高性能缩比无人机翼载、推重比及缩放比例这三项最关键的总体参数进行对比分析,发现了缩比无人机与原准机在翼载参数上存在根本性差异,并由此导致缩比无人机性能与原准机的巨大差异.经...     

民用飞机试飞规划与管理软件和飞行试验协同平台的接口研究与实现

针对试飞资源复杂多样的特点,阐述了在民用飞机试飞规划与管理软件和飞行试验协同平台间建立接口交联的必要。飞行试验协同平台接口应用计算机技术,借助民用飞机试飞规划与管理软件前端试验信息处理和管理功能,依托试飞任务单和试飞试验点,实现民用飞机试飞规划与管理软件对飞行试验协同平台试飞数据的读取和调用。经应用分析,通过开发接口能便捷地获取完整、准确的试飞数据,降低试飞成本,减少试飞工作量,提高试飞效率,有助于型号试飞工作的更顺利进行。     

民用飞机试飞规划与管理系统的评估研究

国内某民机型号的飞行试验工作者们根据数年的工作经验,开发了基于民机飞行试验的规划与管理系统(Flight Test Control System,简称FTCS),以利于民机各项试飞工作的开展。相比于一般的信息管理系统,FTCS系统具有更多行业本身的特质,在对本系统的一些重要功能进行体验后,从定性与定量的角度对系统进行评估,建立一套适用于民机试飞优化系统的评估方法,利于后续类似系统延续其优秀的设计长处,改进本系统存在的不足,为未来民机试飞系统的开发提供参考和借鉴。     

民用飞机试飞规划与管理软件适用性研究

飞行试验是民机研制的重要手段,也是飞机取得适航证的必经过程。随着现代大型民用飞机的设计越来越复杂,试飞制约因素越来越多样,任务量越来越庞大。试飞成为制约型号进度和研制成本的重要因素。对于试飞工作者而言,必须采用科学的方法对试飞任务进行合理规划和管理。为此,国内某飞机设计研究院历时三年,开发了一款用于试飞任务管理的软件——民用飞机试飞规划与管理软件(Flight Test Control System,简称FTCS)。以国内某型号飞机试飞为例,对FTCS的适用性进行了分析和评估,为FTCS的应用和发展提供建议。     

航空动力装置飞行试验展望

简述了航空动力装置的发展历程和发展趋势。根据国内航空动力装置飞行试验现状提出 :航空动力装置飞行试验的发展必须建立在全行业实现跨越式发展的基础上 ,立足于现有设备和研究 ,结合后续型号的需求 ,选择具有代表性的研究方面开展预先研究 ,做好技术储备。     

先进战斗机纵向飞行特性与放宽静稳定度研究

放宽静稳定度在先进战斗机设计领域已获得广泛应用,与其相关的主动控制技术仍有进一步研究的价值,需要对放宽静稳定度对飞机纵向飞行性能的影响进行更全面的分析。以重心后移作为放宽静稳定度的方式,分析放宽静稳定度与某型战斗机俯仰力矩系数的关系,构建战斗机非线性模型并进行开环特性分析,在此基础上,分析放宽静稳定度对飞机运行平衡点的影响机理,对战斗机非线性模型进行线性化,并分析放宽静稳定度对飞机纵向线性模型阶跃响应特性和长短周期模态特性的影响。结果表明：放宽静稳定度可增大战斗机的俯仰力矩系数,提高飞机性能,但可能会使飞机本体模态特性变差,需要在设计控制率时予以考虑。     

基于Modelica语言的飞机飞控系统虚拟样机构建、验证及工程应用

飞机飞行控制系统是典型的包含控制、电学、液压、机械等多领域的复杂系统。该文针对飞机飞行控制系统提出并实现了一套基于Modelica语言的多领域模型构建、仿真分析、代码生成的流程方法。针对某型飞机飞行控制系统基于Modelica语言进行了多领域模型统一实现,并通过试验/试飞数据对模型进行了仿真分析与验证。再通过功能模型接口(Functional Mockup Interface,简称FMI)技术将所构建的系统模型生成模型实时代码,并在工程模拟器中得到了工程验证。提出的针对系统设计建模、仿真分析、代码生成与半物理应用一体化的方法流程贴合研发过程,符合设计人员使用习惯,并充分发挥了模型在设计过程中的价值。仿真示例的分析结果以及工程模拟器试验均验证了本流程方法的有效性。     

三轴式无人旋翼飞行器及自适应飞行控制系统设计

设计了一种操控简便的三轴式无人旋翼飞行器,由三组共轴双旋翼组成,各旋翼由直流电机直接驱动,只需调节各电机转速就能控制旋翼飞行器运动姿态和轨迹。为使三轴式无人旋翼飞行器飞行控制系统设计得到有效验证,研究了旋翼飞行器的飞行动力学非线性建模,运用叶素动量理论建立了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法,分析了旋翼入流分布对共轴双旋翼气动载荷模型的影响,通过试验验证了共轴双旋翼气动载荷计算模型的正确性。由于旋翼飞行器飞行动力学模型的非线性及未建模动力学的影响,难于建立非常精确的数学模型,给飞行控制系统设计带来了挑战。本文根据旋翼飞行器飞行动力学非线性模型推导出了旋转动力学模型逆和平移动力学模型逆控制器,利用神经网络在线自适应修正模型逆误差,采用线性PD或PI控制器调节指令跟踪误差,应用由向心回转和垂直上升组合的机动科目进行了仿真验证,给出了具有外界阵风干扰模拟的仿真结果,表明所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现精确的轨迹跟踪控制。     

小尺度试验飞机系统及飞行测试方法

研究了小尺度试验飞机在现代飞机设计过程中的作用,从飞行试验需求的角度分析了试验飞机系统的构成及其功能,进而建立了小尺度试验飞机系统设计框架。针对非常规多操纵面布局飞机的动态测试方法进行了探讨。     

飞机地面效应及其试飞方法

扼要地综述地面效应的机理，理论研究和风洞试验技术，并分析其存在的主要问题，然后，着重评述现有两种典型地面效应试飞方法的优缺点及其实施中的技术问题。第一种方法的特点是需在试飞中实测发动机推力，其余参数由机载仪器测量，第二种方法的特点是用外部测量设备测出升力和阻力增量，但不必实测发动机推力，最后，就该课题研究提出几点看法。