动压相似对缩比飞行的影响

模型飞行试验作为空气动力学研究的重要手段之一,正逐步成为新型飞机研发中一种有效和低风险的技术途径。目前低速飞行试验技术已经相对成熟,而高速飞行试验尚存在许多困难。本文分析结果显示,来流动压对缩比飞行试验具有显著影响。动压相似保证缩比飞机与原型机表现出相似的动力学特性,但同时也限制了缩比飞机的飞行性能。研究发现,对于本文中的高升阻比飞机,通过飞行方案设计,缩比飞机能够克服动压相似带来的约束,获得与原型机相仿甚至超过原型机的飞行性能,对后续开展其他缩比模型飞行试验具有一定的借鉴意义,同时可为我国低成本高性能靶标系统建设提供技术支持。

受控制律影响的电传运输机飞行品质试飞技术

针对电传运输机控制律设计特点,该文分析保护功能、自动配平功能等飞控功能对飞行品质试飞科目的影响,梳理受影响的关键试飞科目,并根据影响情况,适应性提出受控制律影响的运输机失速特性、抖振边界、空中最小操纵速度、高速特性等科目改进的试飞方法,总结试飞过程中的问题和经验,突破受电传控制律影响的飞机飞行品质关键科目试飞技术,为后续电传运输机飞行品质试飞提供参考。

无人集群试验评估现状及技术方法综述

试验评估是促进装备系统作战能力生成和实战化应用的重要手段。无人集群依靠自组网实现复杂交互,具备典型的智能性和涌现性,开展无人集群试验评估研究面临着指标不清、标准模糊、技术方法落后等难题。为了进一步推动无人集群试验评估理论研究,对国内外已开展的无人集群试验评估相关规划和项目实践现状进行了概述。面向评估指标设计和评估方法研究两个试验评估关键环节,首先对已有无人集群评估文献中使用的指标进行了分类梳理,并分析了现有研究在指标选取和构建方面的特点与不足;然后,结合不同无人集群关键技术研究中涉及的评价指标,提出了面向无人集群关键技术能力的评估指标设计思路。在此基础上,根据具体含义及计算方式,将已有指标划分为基础指标和综合指标2类,分类介绍了可用的评估方法,期望为后续无人集群试验评估的指标构建和评估方法选取工作提供一定借鉴。

机载激光武器试验评估技术研究

由于毁伤机理和使用方法的不同,现有机载武器和传感器的试验方法不适用于机载激光武器。为研究其特殊的试验与评估技术,从国外典型机载激光武器的试验情况着手,分析了主要的试验阶段、试验内容、试验类别、管理特点等,对气动光学特性、出光特性、目标探测识别跟踪、光束控制和杀伤性试验等主要科目的内容、方法进行研究。研究表明,美国为了避免试验技术落后研制技术,采取了多计划安排一体推进、大力构建试验机、建设试验设施和循序渐进开展试验等管理措施促进相关的研究。建议加强试验技术的投入,适时建设体系化试验机,加强测试和靶标等领域的研究,以期为新质武器的成熟和应用提供帮助。

舰载飞机着舰撞击载荷实测技术研究

针对国内飞机起落架载荷测量中普遍存在的静标动测问题,从理论和机理上分析了静标定的应变法实测动态载荷存在问题的原因。同时,考虑到舰载飞机因定点着舰方式遭受严重的动态载荷,重点研究了舰载飞机着舰撞击载荷的静标动测问题。通过动态落震试验模拟飞机着舰过程,根据测力平台的实测载荷分析,获取了应变法实测载荷精度受动态影响的程度,提出一种改进的惯性修正方法,即:通过落震试验数据辨识质量矩阵,通过辨识的质量矩阵和实测加速度修正应变法的实测载荷。试验结果表明,改进的惯性修正方法进一步提高了垂向载荷的测量精度,显著提高了航向和侧向载荷的实测精度。

基于飞行实测载荷的副翼操纵导数识别

某型飞机横向操纵时副翼和扰流板会耦合偏转实现飞机的滚转运动,现有气动力参数辨识方法无法单独识别出副翼和扰流板的操纵导数。基于飞机控制律设计逻辑和滚转运动时结构的受载特点,提出一种基于飞行实测载荷的副翼操纵导数识别方法。通过实测机动飞行中机翼各测载剖面的结构载荷并结合剖面外结构质量与加速度分布,提出了机动飞行中机翼气动载荷的测量方法;结合飞机横向操纵瞬时滚转力矩平衡方程和操纵面偏转逻辑,推导了滚转改出时副翼操纵导数识别过程,提出了基于机翼实测载荷的副翼操纵导数识别方法;基于前述方法开展了副翼操纵导数识别,并分析了不同马赫数对副翼操纵导数的影响。研究表明,基于飞行实测载荷能够进行副翼操纵导数识别,而且同一马赫数下副翼操纵导数识别结果集中度较好,随着马赫数的增加,副翼操纵效能将会降低。飞行载荷实测结果可用于气动参数辨识工作中。

高空舱进气环境压力模拟新型自抗扰控制

高空舱进气环境压力模拟控制系统在发动机开展过渡态试验中存在强气流扰动及大量随机噪声干扰,为此,提出新型非线性状态误差反馈函数xal及在结构上引入总扰动状态变量反馈环节来设计扩张状态观测器算法(记作xal-ESO),并以此提出基于xal-ESO的高空舱进气环境压力模拟新型自抗扰控制方法。借助数值仿真对比所提出的xal-ESO与常见ESO在状态与总扰动方面的估计能力,结果表明xal-ESO能有效抑制系统输出噪声并取得较好的估计品质。基于系统核心设备模型搭建高空舱进气环境压力模拟仿真平台并进行工程试验,对比了基于xal-ESO的自抗扰控制与当前工程中使用的线性自抗扰控制的进气环境压力控制效果,试验结果显示线性自抗扰控制方法受噪声影响明显,而所提出的新型自抗扰控制方法在发动机过渡态试验中跟踪进气压力时超调量降低了58.70%,稳态误差降低了95.71%,表明该方法能够有效提升高空舱进气环境压力模拟效果,提升发动机过渡态性能评价的准确性。

基于MLE的靶场光电经纬仪高精度定位方法研究

为解决靶场光电经纬仪现用交会定位解算模型作用范围小、与目标实际位置偏差大等问题,提高目标航迹解算精度和模型的适应范围,根据目标跟踪距离和测角误差分量关系,建立了经纬仪空间测量误差模型,优化了异面交会定位加权系数。基于最大似然估计(Maximum Likelihood Estimate,MLE)理论,提出了一种新的更高精度的定位方法,并推导了精度估算公式。详细分析了交会角度、跟踪距离和测角精度对定位误差的影响。试验证明,该方法较现用定位方法适用测量区域增加一倍以上,定位精度提高20%,更适合多测站、不等精度、远距离跟踪等工程场景,具有推广价值。

飞行品质科目动作段自动筛选算法

飞行品质试飞是飞行器平台鉴定试飞科目最多、数据处理最为复杂的试飞项目。随着国内航空事业蓬勃发展,试飞架次和试飞数据呈现出跨越式增长。海量的试飞架次和试飞数据给试飞工程师数据处理的效率提出了挑战,制约了试飞进度和工程师科研精力,因此实现试飞数据的自动化处理和分析技术势在必行,而动作段的选取往往依靠试飞工程师进行手动选取,耗时耗力,成为影响数据处理效率的关键环节。

高超声速飞行器试飞保障预想

随着现代军事科学技术的快速发展,高超声速飞行器的试飞技术引起了全球航空航天专家的高度关注。高超声速飞行器是指飞行速度超过5马赫的飞行器,具有高速、高机动性和高可靠性等优点。高超声速飞行器可以是高超声速飞机、高超声速导弹和高超声速炮弹;同时也可以是由吸气式发动机或组合发动机提供动力,在大气层和跨大气层中实现高速远程飞行的空天飞机。

基于管制指令的飞行冲突调配评估方法的研究

通过分析飞行冲突的预测与调配过程,根据飞行计划内的航迹和按调配规则调配后的航迹的对比明确飞行冲突危险指数概念,以此构建以有效性、准确性和及时性三个指标为基准的飞行冲突调配评估指标体系和评估指标的计算过程。飞行冲突评估指标体系及对比分析方法对飞行冲突的调配过程进行了量化,提高了决策结果的可信度,实现了在飞行冲突调配过程中对管制指令的分析。

机载天线方向图测试的试飞方法分析

鉴于通过天线方向图能够直观清晰地衡量机载天线的辐射特性,且基于试飞的测试方法所得方向图更能反映天线在实装环境下的性能,提出了一种基于圆航线试飞的天线方向图测试方法。对圆航线和“梅花瓣”航线下机载天线方向图的测试情况进行了对比分析;介绍了圆航线下天线方向图测试数据的预处理方法,即场强折算和方向角折算方法。测试结果表明:基于圆航线试飞的天线方向图测试方法效率较高,所得方向图的方向性能优良,在作战运用中具有较强的指导作用。

结冰气象探测飞行及数据符合性分析方法研究

结冰气象捕获、最优气象条件选取准则、符合性数据处理方法等一直是飞机自然结冰试飞过程中亟待攻克的难题。通过分析CCAR25部附录C结冰气象标准的形成背景及其局限性,提出一种利用结冰试验研究机开展结冰探测的飞行方法,该方法包括试验研究机的选型、改装、探测目标区域确定、飞行操作策略、飞行安全管理、数据处理等。依据对探测数据的统计分析,确定民用运输机自然结冰试飞的气象条件选取准则,规范云隙、液态水含量、总水收集率、积冰速率、积冰厚度和冰脱落程度等一系列结冰气象的数据处理方法和符合性判据,校验国内结冰气象预测算法,探索自然结冰试飞的安全管控策略和风险降解措施。大量飞行实测表明:该方法通用性强,效果显著,已经成功应用于C919大型客机合格取证试飞工作,并有力支撑了国内结冰适航标准自主。

面向拖锥收放系统的同步控制研究

目前,静压测量仍是大型飞机试飞时校准空速的首选办法,拖锥收放系统为其提供了基础,作为卷绕系统的典型应用,拖锥收放系统已经实现了自动化和数字化。然而,空中负载的频繁变化影响了控制的精确性,从而使得卷绕与排管的同步性能较差。针对当前环境下拖锥管缆的卷绕效果较差的现象,以从电机作为研究对象,用经典PID算法对从电机位置环进行分析,在此基础上提出模糊PID改进。同时针对从电机速度滞后问题,参考前馈控制的思想对从电机的速度环控制提出改进。通过MATLAB/Simulink软件对控制模型进行仿真分析,并利用液压加载装置模拟空中的负载,在地面对拖锥收放系统进行实验。实验结果表明该方法同步性能更好,达到了预想的效果,对类似的卷绕系统有着重要的参考价值。

基于WBS的试验机转场飞行组织程序研究

试验机外场转场飞行组织是一项综合性工作,涉及试验机状态、协调飞行员及航线申请等诸多环节。针对某外场转场飞行组织程序文件的欠缺,采用工作分解结构(Work Breakdown Structure,WBS)方法对转场飞行组织程序进行研究。在具体转场工作中应用设计的程序,结果表明,该程序可行,符合质量管理要求,为今后试验机转场飞行组织工作提供了参考。

试飞中的扰流板安全分析研究

针对试飞中的民用飞机的扰流板展开分析,通过对比多种常见的民用机型的扰流板自动逻辑,从着陆、起飞和中断3个关键阶段入手,将扰流板自动逻辑工作的优点和可能带来的安全风险进行了总结。同时,从安全角度出发,对起飞和着陆中扰流板的操作提出了安全性建议,并结合实际试飞中的需求,分析了扰流板设计的影响,以及扰流板偏度评估的重要性。

基于CFD方法的民用飞机缩比飞行试验尺度效应研究

缩比飞行试验在民用飞机的研制过程中日益受到重视,其尺度效应影响评估是设计缩比飞行试验工况的基础,也是确认飞行数据适用性的关键。基于几何和动力学相似准则,针对某民用飞机及其缩比验证机设计分析工况组,采用计算流体力学方法研究相似准则参数(马赫数Ma、雷诺数Re、弗劳德数Fr)对气动载荷、典型气动导数及弹性变形的影响。研究结果表明,在动力学相似时,验证机与原型机间的气动特性差异主要来源于马赫数,雷诺数影响较小;当原型机以中低马赫数(Ma<0.5)飞行时,此时马赫数压缩效应不明显,验证机与原型机具有近似的展向与弦向载荷分布特征,典型稳定导数及操纵导数差异约10%,在控制律设计鲁棒性范围内;进一步保持质量与刚度分布相似时,机翼翼尖扭转变形差异不超过0.5°,挠度差异不超过0.5%,在工程上属于可接受的范围。

考虑温度影响的复合材料结构载荷测量方法

针对温度环境会影响应变法测量复合材料结构载荷精度的问题,提出了一种考虑温度影响的复合材料结构载荷测量方法。以某型飞机碳纤维复合材料平尾盒段结构剪力测量为例,首先,设计并完成了不同温度环境下的载荷校准试验;其次,采用多元线性回归法建立了常温下的复合材料结构载荷测量模型,并在不同温度条件下进行了载荷模型检验;最后,考虑温度影响对常温下的载荷模型进行了修正与验证。结果表明,文中方法具有可行性和较高的准确性。

复杂力热载荷下推力室内壁失效机理研究

大推力氢氧火箭发动机在经过多次试车后,推力室内壁会产生不同程度的裂纹,严重影响发动机的工作可靠性。为了分析复杂力热载荷下推力室内壁的失效机理,本文根据发动机实际工作过程涉及预冷-工作-后冷-松弛四个阶段,分别计算了经过单次和多次工作循环的内壁应力应变情况,并针对试车分解后的内壁材料进行断貌分析和金相检查。仿真与材料分析结果表明:内壁面的失效机理为疲劳和棘轮共同作用下导致通道中心点处残余拉应变不断累积,不断向外鼓起,而内壁材料在高温下会出现晶粒粗化和再结晶现象,导致材料性能出现不可逆的下降,加速了结构失效,最终产生裂纹。

飞机载荷校准试验主动约束技术

在研究以往飞机载荷校准试验支持和约束方式的基础上,结合某型飞机结构特点,提出一种载荷校准主动约束方法。对主动约束方法和传统的起落架方法飞机载荷校准进行受力分析,建立了2种约束方法的理论模型;设计2种约束方法的机翼载荷校准对比试验,并提出主动约束载荷校准试验实施流程;结合某型飞机机翼载荷校准试验和飞行试验对主动约束方法进行了验证。结果表明:与传统的起落架约束方法相比,主动约束方法能有效解决有起落架布置的翼身整体结构机翼根部载荷测量难题,并将机翼载荷校准试验量级提高41%,机翼载荷模型误差可控制在3%以内。