AC311直升机自转下滑性能优化分析与处理

通过对AC311直升机自转着陆模拟试飞,验证其自转下滑性能满足CCAR27适航要求.在试飞过程中,飞行员发现发动机无动力时旋翼转速下降较快,在接地前“瞬时提距”时旋翼转速恢复较慢,较难完成自转着陆.为此,根据国际上比较贴近飞行员的定性意见的当量悬停时间,设计部门分析自转下滑性能偏低的原因,并通过换装参考直升机主桨叶进行对比试飞确认,提出了调整桨叶转动惯量的解决措施.这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果.     

基于RTX子系统的导弹试验实时测控系统

导弹试验实时测控系统是空空导弹制导系统半实物仿真试验平台的主要设备之一,服务于新型导弹的研制、试验、优化和评估。系统采用RTX实时开发技术,克服了Windows系统实时性差的局限性,解决了测控系统实时与非实时任务兼容处理难的问题,实现了空空导弹半实物仿真试验的实时仿真和实时测控。系统利用RTX子系统的开放性,重新开发了所用仪器板卡在RTX环境下的驱动程序,实现了应用程序的设备无关性,提高了导弹试验验证的有效性和系统性。     

航空拖靶系统大长度拖缆飞行参数计算与分析

针对航空拖靶系统中大长度拖缆张力、下沉量等参数设计问题,给出了计算方法。结合某拖靶系统大长度拖缆的设计,对拖缆进行了多种结构组成状态下的飞行参数计算和对比分析,给出了优化后的设计结果,并应用于实际产品。经飞行验证,取得了满意的效果。     

弧翼飞行器柔性飞行动力学研究

以一种弧翼布局飞行器为背景,介绍了飞行器的特性;建立了线性分布式气动力模型,添加到全机的三维有限元柔性模型上,进行飞行动力学的仿真分析。研究了分布式气动力模型对弧翼布局飞行器的柔性飞行动力学特性造成的影响。通过对不同响应情况下的飞行状态的仿真计算与分析,总结出了采用分布式气动力建模的大展弦比弧翼飞行器的柔性飞行动力学的变化规律。     

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。     

自主机动条件下的实时定轨方法

中继卫星在跟踪自主机动用户目标时,由于机动轨道未知,需要利用中继卫星下传的星载GNSS(Global Navigations Satellite System,全球导航卫星系统)数据进行实时轨道确定与预报,为中继卫星跟踪提供实时的引导信息,以方便中继卫星快速捕获目标和连续稳定跟踪。针对该类用户目标的任务需求,讨论了基于星载GNSS数据自主机动条件下的实时定轨方法,建立了连续推力机动力学模型。以某一型号卫星的实测数据进行分析验证,并对轨道机动进行辨识,计算的机动加速度和机动时间与试验单位提供的结果一致。针对卫星不同机动情况,5min的观测数据定轨预报10min的弧段,最大位置误差小于8km,可以为中继卫星快速捕获提供高精度的引导信息。     

多旋翼无人机弹药发射过程扰动响应特性

针对多旋翼无人机弹药发射过程的扰动响应问题,建立了弹药发射过程无人机飞行动力学模型。在考虑了基本增稳增控飞行控制的条件下,分析了弹药安装位置、质量、反冲量大小和倾斜发射角等参数对发射过程无人机位置、高度和姿态扰动响应的影响规律。分析表明:对于弹药水平发射,纵向安装位置对无人机水平位置扰动幅值具有重要影响,适当后置弹药安装位置可减小无人机位置扰动幅值,在其他参数一定的条件下,存在无人机位置扰动最小的弹药纵向安装位置。对于弹药倾斜发射,给出了无人机水平位置扰动幅值关于弹药安装位置和倾斜发射角的等值图,可为无人机和弹药的匹配选型问题提供参考。      

Disturbance observer-based backstepping control for hypersonic flight vehicles without use of measured flight path angle

In this paper a nonlinear control method is proposed for the tracking control of hypersonic flight vehicles. The designed control laws do not utilize the measured flight path angle due to its inferior accuracy in practical engineering. For this, an estimated flight path angle is designed via the measurements of the altitude and velocity. A tracking differentiator is designed for constructing nonlinear disturbance observer which is used to estimate the model uncertainties including the parameter indeterminacies and external disturbances in the channels of velocity and pitch rate. A robust high-order differentiator is introduced to avoid the employment of the measured flight path angle and estimate the lumped disturbance in dynamics of flight path angle. Meanwhile, the possible saturation of the control inputs is considered and compensated by the auxiliary states. The boundness of closed-loop signals is proved through the Lyapunov theory. Comparative simulations are carried out and the results demonstrate the effectiveness of the proposed method.     

试飞试用阶段的飞机可靠性评估研究

飞机的可靠性水平是飞机设计定型时考核的重要指标之一,为保证评估结果的客观与准确性,在飞机 试飞试用阶段开展可靠性评估研究尤为重要。本文从工程实际需求出发,通过规范评估对象故障信息的采集 方式,明确故障判定准则与统计原则,给出完整的飞机可靠性评估流程;基于上述流程,针对某型飞机一年中的 试飞试用信息,进行多维度的可靠性评估。结果表明:评估结果能够较好地反映飞机的可靠性水平,满足工程 需要。     

基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验

以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670m,平均停车时间约为185s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。