Analysis on Inertial Moment of Spinning Aircraft Basedon Data from Flight Parameter Recorder

决定飞机尾旋动态的力矩包括惯性力矩和气动力矩,破解尾旋的特性需要获取准确的惯性力矩。利用飞参中的三轴角速度,选取训练实例飞机失速性滚摆到进人反平尾旋状态过程飞参数据,计算复杂失速尾旋状态的三轴惯性力矩,说明惯性力矩的变化过程,分析对比惯性力矩在尾旋各阶段的作用特点,并结合飞机的大迎角气动特点,提出失速后预防进入尾旋的操控要点。算法准确实用,动态分析及操控要点提示对保障飞行安全具有借鉴意义。     

无人机激光相对引导系统设计与试飞验证

为了提高复杂电磁环境下无人机着陆引导系统的抗干扰能力,可在无人机着陆段采用基于激光的无人机精确引导方法.本文对激光相对引导系统的工作原理及流程进行了分析,设计了基于激光引导的无人机着陆试验流程,并基于某无人机平台完成了试飞验证,获得了重要的试验数据,最后将激光相对引导数据与差分GPS引导数据统一转换到地平坐标系下,完成...     

复杂结构飞行器的飞行载荷建模方法研究

复杂结构飞行器的传统飞行载荷建模方法存在误差大、效率低的问题。考虑电桥指标及载荷方程指标对载荷模型的综合影响,提出一种飞行载荷改进建模方法,以多梁多墙结构为例,基于某型机机翼地面载荷校准试验数据建立载荷模型,将改进方法与传统方法计算的弯矩及剪力进行对比,结合试飞数据对改进方法所得模型进行验证。结果表明：该飞行载荷改进建模方法适用于复杂结构飞行器载荷建模,处理地面试验数据时能够提升载荷模型的精度和迭代稳定度,所得载荷模型可以用于飞行载荷测量及安全监控。     

地效飞行器双断阶机腹着水砰击过载分析

地效飞行器着水过程中,断阶着水产生的冲击易导致结构表面屈曲或破坏。基于ALE有限元法,通过罚函数法处理两相界面流固耦合问题,对地效飞行器着水过程进行数值模拟,分析不同前飞速度、下沉速度、俯仰角等参数变化对浸水深度、砰击过载等的影响。结果表明：在研究工况下,机体着水产生的压力峰值均出现在断阶处;随着俯仰角增加,水平过载峰值减小,垂向过载峰值先增大后减小,俯仰角为7°时垂向过载峰值最大,是最低过载峰值（俯仰角为15°时）的1.4倍;前飞速度增加致使水平过载峰值增大,而对垂向过载峰值影响不明显,但垂向过载峰值与垂向速度的平方近似呈线性关系,下沉速度越大,砰击过载峰值越大。     

基于积分器初值的无人机飞行控制律平滑切换方法

针对无人机自主飞行过程中多组复杂控制律之间的切换问题,提出了基于积分器初值的控制律平滑切换方法。通过将复杂控制律的各个环节进行形式变换,拆分成由比例和积分组成的基本单元结构;然后以舵面平滑切换为目标,依次递推出复杂控制律中所有积分器的初值,实现不同控制律之间的平滑切换。仿真验证了复杂飞行控制律之间平滑切换方法的有效性。     

航空发动机全权限数控系统飞行演示试验及分析

航空发动机全权限数字电子控制系统飞行演示验证的成功标志着我国在航空发动机控制领域取得了重大技术突破。本文针对首次进行的航空发动机全权限数字电子控制系统验证试飞,简述了试验的目的、内容、方法,并根据试验结果及分析给出了试飞结论。最后,本文还对航空发动机全权限数字电子控制系统的发展和要解决的技术予以了展望。     

电动直升机概念设计与分析

根据当前电池与电动机特性分别建立适合电动直升机的能源与动力系统数学模型,提出满足电动直升机的3种能源方案,构建出一套适合电动直升机概念设计的总体参数选择与优化方法,并结合任务剖面需求对采用3种能源方案的电动直升机展开总体参数的选择与敏感性分析。受当前电池技术水平发展,电动直升机的久航性能与燃油动力直升机相比有较大差距。通过参数敏感性分析方法得出,电动直升机具有与燃油直升机不同的设计特征,电动直升机应结合动力及能源系统特征进行针对性设计。     

某型教练机加装飞参数据实时回传系统的研究

为了实时掌握某型教练机的飞行状态，在其上加装了飞参数据实时回传系统。分析了机上加装的设计原则，论述了交联设计、总体布置设计、供电设计等设计方案，最后对电磁兼容进行了分析。实际应用表明，该系统工作稳定可靠，不影响原机的正常工作，为监控飞行状态提供了重要手段。     

适用于机载飞控系统的操作系统选型研究

新型机载飞控软件综合了更多的应用功能,需配备合适的操作系统作为基础.根据新型机载飞控软件开发需求,对操作系统和配套开发工具的要求进行讨论,形成相应的评估表.同时对国内外在飞控上有应用的4个操作系统进行分析评估,选出最适合目标机载飞控软件的操作系统.     

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。