运输机迎头飞行状态红外辐射特性测量及分析

为分析研究运输类飞机的红外辐射特性及辐射亮度分布,用3.7～4.8μm中波、7.7～10.3μm长波红外热像仪对空客A320飞机迎头飞行状态的红外辐射亮度进行了测量,并用相对对比度对红外辐射进行描述。结果表明,该状态下飞机红外辐射主要来源为气动加热造成的蒙皮辐射。涡轮风扇高速旋转状态下的中波、长波辐射亮度对比度分别达到了0.61、0.37,高于机身其他部位的蒙皮辐射亮度;机翼和尾翼中波、长波辐射亮度对比度分别在0.04～0.05、0.02～0.10,为该飞机蒙皮辐射亮度最低的部位;机腹、机头部位中波辐射亮度对比度高于长波辐射亮度对比度,对比度分别在0.30～0.33、0.16～0.18。研究结果对目标特性研究、红外侦察探测、红外侦察设备研制及检测等工作具有一定的参考价值。     

高速航空拖靶操控分系统设计与实现

某型高速航空拖靶系统的改造升级过程中,为解决新拖机在高速飞行时伴随的异常振动及快速收靶时带来的对靶机的安全隐患,需增加智能化、人性化的操控分系统实现命令控制、画面显示、视频监控、存储、飞行数据转发与记录功能。操控分系统通过串口与显示器、靶载台和遥测电台进行数据通信,通过网口实现与航空绞车数据通信,把获取的数据进行分析处理和存储,为收放靶提供数据指导和作战任务分析,通过采用显控和存储双系统的设计确保控制操作的独立性和安全性。这些使得高速航空拖靶的工作状态更加安全、可控,提高了靶标模拟飞航式导弹的效果,为作战演练和武器研制提供了更好的辅助工具。通过对操控部分的设计与实现的简要分析,阐述了新型高速拖靶系统的实用功能。     

不同运动状态下的飞机目标雷达散射截面积统计特性分析

目标的运动状态对其动态雷达散射截面积(RCS)起伏特性具有十分重要的影响,同一目标在不同运动状态下,可能具有不同的RCS起伏模型。结合实测数据,对在平稳直线飞行和曲线机动飞行两种状态下的飞机动态RCS进行统计分析。分析结果表明:在平稳直线飞行状态下,飞机目标的动态RCS起伏模型与观测视角内的静态RCS起伏模型近似;在曲线机动飞行状态下,飞机目标的动态RCS起伏更显著、更随机,当观测时间足够长、目标的运动随机性更大时,其起伏模型更接近于指数分布。     

基于多信号模型的诊断推理机设计

随着飞机功能和性能要求的不断提高,其综合化程度、复杂性也越来越高,传统的故障诊断方法已经不能满足日益复杂的飞机维护需求。针对传统诊断方法对系统的强依赖性和在多故障模式下处理能力不足等问题,给出一种基于多信号模型的故障诊断方法,设计并实现了基于多信号模型的诊断推理机,并用以某型飞机的自动飞行控制系统为对象验证了该方法在解决飞机系统故障关联和多故障诊断问题中的有效性。     

飞机尾焰红外图像采集与分析

介绍了超音速机载红外测量吊舱系统(以下简称红外测量吊舱)中红外探测器的选型,以及在测量目标机亚音速飞行时飞机尾喷口及飞机尾焰的电视和红外热图,并对跟踪空中飞行目标所采集到的红外尾焰热图作了细致的分析和计算,从而为空中目标的红外特性检测分析、研究提供了有效的数据积累.     

基于CFD的某民机叶栅式反推力装置/飞机匹配设计评估

反推力装置能显著减小现代涡轮风扇支线飞机的着陆滑跑距离, 也会影响到飞机的操稳特性和发动机进口流场特性, 如果不能很好地和飞机进行匹配设计，则可能危及飞行安全.文章对某型尾吊布局民机全机着陆叶栅式反推力装置打开构型进行了CFD数值模拟, 并对发动机反推装置打开与全机的匹配问题进行了评估, 结果显示, Mach数0.09可作为该型民机反推装置安全使用的截止速度.      

某型运输机纵向等效拟配的问题及分析

某型运输机试飞纵向短周期等效拟配中在两个问题,一是纵向杆输入时长较长,频域辨识时高频段结果较差,二是在高阶电传飞机等效拟配时选择单拟配还是双拟配的问题,为了解决这两个问题,提出了时域辨识方法和对比分析传统机械式飞机和电传飞机试验数据方法;飞行试验数据处理结果表明,对于输入时间较长的试验动作,时域辨识效果较频域辨识好,使用时域和频域辨识结合的方法,大大提高了试飞数据的适用性;通过比较传统机械式飞机和现代电传飞机的试飞数据及拟配结果,发现高阶电传飞机必须使用双拟配方法才能更全面评价飞机特性;文中提出的辨识方法和分析方法很好地解决了某型运输机等效拟配中遇到的问题,可供其他电传飞机飞行试验参考。     

航空无线电导航设备简介

飞机往往是按照预定航线飞行,但由于飞机飞行速度快、航程远,长时间飞行时有可能偏离预定航线.因此,需要地面对其飞行进行引导校正,这一过程称为导航.航空无线电导航是以各种地面和机载无线电导航设备,通过无线电波,向飞机提供准确、可靠的方位、距离和位置信息.本文将对服务于航空飞机的主要地面无线电导航设备的工作概况和导航设备在机场的配置情况,以及各设备之间如何配合工作来完成在各种气象条件下的导航保障任务作一简介,以期使读者对航空导航有一个整体性的一般了解.     

航模飞机实时定位及飞行轨迹记录方法研究

在航模飞机和其他小型飞行器研发和性能试验过程中,飞行轨迹及运动参数等始终是人们十分关注的问题;提出了一种简便方案,使用呈三角形分布的3台超声波测距仪与计算机相连,按照设定的采样时间间隔,同时从不同方位对飞行目标的空间位置进行测距,计算机通过推算将3个距离转换为空间坐标并按对应的时间顺序记录入数据库,连接这些坐标点就可得到飞行轨迹;利用得到的飞行轨迹可以方便地求解一系列飞行性能参数;该方法对分析飞行性能和优化航模飞机结构具有重要作用。     

基于MEMS传感器的风洞尾旋姿态测量研究

尾旋是飞机在失去控制后的一种极危险的飞行状态,陷入尾旋极易造成飞机的坠毁,在飞机研制过程中为了提高其机动性及抗尾旋能力,必须对这种极限飞行状态进行研究。在立式风洞中开展尾旋试验是目前效率最高,安全性最有保障的技术手段。试验测试的主要参数是飞机在尾旋及改出过程中的姿态角（包括俯仰角、偏航角和滚转角）。在此简要介绍了通过陀螺仪、加速度计和地磁计进行姿态数据融合的算法,以及采用了一种MEMS传感器进行尾旋姿态测量的试验技术,并且其姿态数据可由Zigbee无线数据模块实时传送到测量计算机。通过试验验证,该技术简单有效,不受现场环境限制,系统动态性能稳定可靠,角度测试精度为优于1°,满足了试验需求,提高了试验效率及数据质量。     

飞机交流电源特性参数测量研究

飞机机载电源系统供电品质直接关系到飞机用电设备可靠工作和飞行安全,为此,2006年国际标准组织推出了新的机载电源标准ISO1540-2006;本文根据该标准要求,提出了一种机载电源的稳态和瞬态特性的测试的实用方法;建立了测量的数学模型;采用虚拟仪器技术,设计硬件测试平台,包括功率因数可调的大功率数字化程控负载和计算机数据采集系统;基于LabVIEW开发了测试软件;为满足暂态特性的测量要求和精度要求,采用了NI高速高精度数据采集卡,实现了较高的测量精度,综合测量误差小于0.5%,并在暂态测量中,考虑了负载接触器吸合时间;该测试系统可以用来检验恒频机载交流电源的特性是否符合国际标准要求,以保证飞行安全。     

基于关联ID的试飞FC总线ICD优化设计技术

为实现飞行试验航电总线FC数据海量ICD信息库的优化设计,从飞机航电总线设计数据库表中提取飞行试验FC总线数据分析所需的ICD信息,在关键的算法方面提出了解决方法;分析了新一代光纤通道航电总线FC的飞机设计ICD信息的数据结构特点,以及飞行试验传统航电总线ICD库的结构设计技术,针对新形势下的海量飞机设计航电总线FC的ICD信息的多重复杂结构,借鉴了飞行试验传统航电总线ICD库设计思想中成熟的四层结构技术,设计了飞行试验海量FC总线关联ID的ICD库设计技术,实现了飞行试验FC总线海量ICD信息的优化设计,最后在某试验机航电系统飞行试验中进行了应用,试验表明FC总线ICD优化设计技术满足海量FC数据的高效数据处理的需求。     

基于液体冷却的综合热能管理系统设计与仿真

在新一代飞行器高性能的需求下,高功率电子设备产生的高热量给飞机冷却系统提出了新的挑战。然而传统的机载机电系统相互独立发展,热量不能互补和有效利用。国外在上世纪已开展综合热能管理系统的研究,但国内发展较为缓慢,鲜有成熟报道。提出了一种基于液体冷却的综合热能管理系统设计方案,将飞机全飞行过程中的不同任务阶段和相应机载子系统的热载荷综合考虑,实现热量的有效利用。AMESim仿真结果表明,设计的系统可以满足飞机机载系统在不同飞行阶段甚至特殊大机动飞行任务下的冷却需求,同时降低了飞机的代偿损失,使飞机性能得到较大提升。     

某型机载武器投放轨迹姿态测量方法研究

某型机载武器飞行试验中,由于测试用摄像机安装位置的特殊性,导致摄像机视场交会区域较小,无法采用常规影像交会测量的方法获取武器投放过程的轨迹、姿态运动参数,针对该问题,设计了一套适用于近距离、大倾角条件下的机载武器投放试验影像测试方案。通过设计90°和120°弯折光路的特殊弯管镜头,转换摄像机安装位置,解决武器投放影像获取问题,通过建立大倾角多摄像机联合计算模型,实现了武器投放轨迹、姿态的测量。实验室仿真实验结果表明,采用该方案轨迹最大测量误差不大于2 cm,满足飞行试验精度要求。     

面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法

针对现代飞机设计对于高效率、高精度飞行载荷分析的迫切需求,建立了面向飞机各设计阶段考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法,并以此为基础构建了飞机各设计阶段气动弹性优化框架,以加快各阶段的迭代,提高设计效率.概念设计阶段的气动力分析采用低阶面元法,可适应该阶段为确定气动外形参数范围所需的大量计算.初步设计阶段采用高阶面元法开展气动力分析,以兼顾求解精度和效率的需求.详细设计阶段的飞行载荷分析方法在基本面元法的基础上引入了外部高精度CFD气动力或试验气动力,以进一步提高飞行载荷的精度并兼顾求解效率.研究结果表明,所建立考虑静气动弹性效应的面元法飞行载荷分析方法具有较强的工程实用性,可以满足现代飞机各个设计阶段的需要.      

飞行试验湿度参数测试技术研究

为了确定飞机噪声测试结果的有效性及对噪声试飞数据进行修正,设计了一套完整的湿度参数气象测试方案;方案采用塞斯纳作为气象测试飞机,针对特定的气象测试需求,设计了盘旋上升的气象测试轨迹,并采用露点仪作为湿度测试设备;该湿度测试方案已经成功应用于ARJ21-700飞机噪声合格审定试飞,是国内相关飞行试验气象测试的首次尝试;实际的飞行试验结果表明,该方案能够准确、有效地测量飞行试验湿度等气象数据;该方案的成功应用,为今后相关的试飞测试提供了重要的参考价值。     

基于飞行计划的惯性导航误差模型分析

为了更有效地评估民航飞机惯性导航性能,更好地分析其惯导数据相对于飞行计划的误差。提出一种新方法整体分析惯导误差,将飞行计划航迹离散化计算出误差数据,使用小波多尺度分析方法,经小波变换将误差分为高频与低频两部分,将非平稳的低频部分进行差分处理转化为平稳时间序列,最终建立惯导误差数据的自回归滑动平均（ARMA）模型。通过与实际快速存取记录器（QAR）数据对比验证,此模型能较好地描述惯导误差,较为准确地描述了民航飞机惯性导航误差,为进一步分析其特性及规律奠定了基础。此方法可用于评估民航飞机惯导性能。     

飞行试验空中特情处置专家系统设计

当飞机在进行飞行试验过程中遇到空中特情时,通常是凭借试飞员及指挥员的技术和经验进行处置的;然而,由于受到当时所处的特殊环境及情绪的影响,这种传统的特情处置方式很容易出现由于判断失误而导致的重大飞行事故;本系统从飞行试验空中特情的特点及专家系统在故障诊断方面的应用入手,在研究故障树诊断技术、推理机等领域研究成果的基础上,提出了基于专家系统的飞行试验空中特情处置方案;应用结果表明,该系统结构稳定、响应快速、定位准确,具有很好的应用推广价值。     

自适应控制飞行光学聚焦特性

 在对高阶模飞行光学聚焦特性进行研究的基础上，提出了应用自适应飞行光学聚焦系统来解决飞行光学聚焦特性的问题，对自适应飞行光学聚焦系统的调节特性进行了数值模拟，结果表明该系统能够实现对长距离飞行光学激光加工过程中焦点位置与焦斑大小的控制。     

现代涡轮喷气发动机的物理原理

国产C919大飞机实现了中国人的大飞机梦,发动机是大飞机的心脏.以涡轮喷气发动机的产生和发展为载体,在与活塞发动机比较的基础上,分析涡轮喷气发动机的物理原理,探讨了不同类型的发动机对飞机飞行效率的影响,可以增加中学生"物理·技术·社会"的认识.