MBSE在航空飞行控制系统的应用研究

现代飞机系统的复杂性不断增长,传统的开发方法在管理和维护方面变得越来越具有挑战性。首先,对航空飞控系统研发过程在当前系统工程实践方面进行了评估,阐述了传统开发方式的不足和基于模型的系统工程(MBSE)的核心原则和优点,以及在实现中常用的工具和方法;然后,展示了MBSE如何在飞行控制系统研发时使用模型来支持复杂系统的规范、设计、分析、验证和确认的过程;最后,结合先进的MBSE工具和方法的发展,MBSE结合敏捷的开发前景,以及提高MBSE实践的互操作性和标准化的需求对未来的研究方向进行了展望。本文研究为利用MBSE方法论和工具来改进飞行控制系统的设计、开发和性能感兴趣的航空工业专业人员、系统工程师提供资源和解决思路。

基于STM32F4与FreeRTOS的无人机飞行控制系统

飞行控制系统多以高性能CPU为处理器和Vxworks为设计内核,存在成本高、体积大、内核源码不公开等问题,因此设计一款低成本、高可靠性的小型无人机飞行控制系统。基于STM32F4芯片开发一套由微型控制器、各种传感器和执行机构构成的飞行控制硬件系统,实现对无人机的姿态和舵机位置的控制;引入源码公开的FreeRTOS嵌入式实时系统作为软件平台开发飞行控制软件,实现飞行控制、自主导航、飞行管理等功能;通过固定翼航模的飞行试验对该飞行控制系统进行验证。结果表明:该系统具有良好的稳定性、实时性,控制精度高。

某大型涡桨飞机副翼振动与控制研究

根据适航规章要求,研究了飞机操纵面振动设计要求和方法,论述了飞机操纵面作动器动刚度和自由间隙极限环振荡计算方法。针对某大型涡桨飞机在试飞中发现的副翼振动问题,论述了副翼异常振动产生的原因,建立了结构动力学有限元模型,开展副翼操纵刚度、阻尼变参的频率响应分析,研究副翼的振动特性。提出了副翼助力器活塞打孔增加阻尼的临时改进方法,及根据操纵面振动设计、自由间隙控制要求的副翼结构和系统优化方法。副翼改进设计后,试飞数据分析表明,副翼的振动响应幅值降幅明显,振动收敛性较好,保障了型号试飞的继续开展。

复杂环境下飞控系统PBIT测试优化策略研究

为提前发现多余度电传飞行控制系统潜在故障,三代机、四代机普遍采用了BIT技术,在飞行前检测飞行控制系统各部件的完好性。本文对飞控系统BIT测试内容、设计方法和影响设计门限的多种因素进行了分析,并提出了相应的PBIT测试优化策略。

Initial virtual flight test for a dynamically similar aircraft model with control augmentation system

To satisfy the validation requirements of flight control law for advanced aircraft,a wind tunnel based virtual flight testing has been implemented in a low speed wind tunnel.A 3-degree-offreedom gimbal,ventrally installed in the model,was used in conjunction with an actively controlled dynamically similar model of aircraft,which was equipped with the inertial measurement unit,attitude and heading reference system,embedded computer and servo-actuators.The model,which could be rotated around its center of gravity freely by the aerodynamic moments,together with the flow field,operator and real time control system made up the closed-loop testing circuit.The model is statically unstable in longitudinal direction,and it can fly stably in wind tunnel with the function of control augmentation of the flight control laws.The experimental results indicate that the model responds well to the operator＇s instructions.The response of the model in the tests shows reasonable agreement with the simulation results.The difference of response of angle of attack is less than 0.5°.The effect of stability augmentation and attitude control law was validated in the test,meanwhile the feasibility of virtual flight test technique treated as preliminary evaluation tool for advanced flight vehicle configuration research was also verified.

飞行控制系统振荡故障监控器设计及应用

振荡故障是飞机故障类型中对飞行安全、飞机结构和系统控制影响较大的一类故障。本文针对飞机振荡故障,分析了故障产生原因及影响因素,明确了振荡故障监控设计路径和监控层级,提出一种振荡故障监控器设计及验证方法,并在某型号的飞行控制系统中应用证实其可行性。本研究对飞机飞行控制系统振荡故障监控器设计及试验验证有较好的指导作用,能够支持飞行控制系统振荡故障试验,验证振荡故障监控器与设计需求及相应适航条款的符合性。

基于PXI的飞推综合控制接口模拟系统测试技术研究

飞推综合控制系统由于其复杂性,需要建立可靠的测试系统与测试方法才能有效地对控制器进行验证,从而降低其试验风险及开销。系统以飞推综合电子控制器为验证对象,以PXI设备和VeriStand为主框架的接口模拟系统软硬件架构,通过模拟飞推系统的软硬件在Veristand的集成及软硬件模型多频率执行,实现了模拟飞推系统的输入输出信号高精度高实时性的接口模拟系统,搭建了飞推综合控制器硬件在回路测试平台。

常规武器靶场飞行试验测试能力构建思考

以常规武器靶场飞行试验测控能力建设为主线,首先介绍国外先进靶场白沙导弹靶场飞行试验能力建设情况,通过归纳总结,得到建设启示;并提出基于试验网信一张网,打造以试验数据流可靠获取、传输为核心的多维立体全要素网络智能测控系统的发展构想,展望未来常规武器靶场飞行试验过程,为常规武器性能验证提供全面、有效的试验与测试手段。

基于PEM的飞行操纵系统辨识

为检查飞机飞行操纵系统的动态特性,通常需要开展升降舵、副翼和方向舵操纵系统的地面频率响应试验,用于评估操纵面的反应相对于座舱操纵力输入的相位滞后和时间延迟情况。为进一步了解某型飞机操纵系统的固有频率和阻尼特性,采用预测误差法(简称PEM)基于该型飞机全动平尾操纵系统的地面频率响应试验数据,建立操纵系统的等效模型并辨识模型参数,通过损失函数和最终预测误差(简称FPE)评价模型结构和参数的准确性。系统辨识结果表明,使用二阶传递函数作为飞行操纵系统的等效数学模型,损失函数和最终预测误差较小;等效模型真实反应操纵系统的动态特性,系统固有频率和阻尼比均远大于飞机本体模态运动的频率和阻尼比,满足系统设计要求。

水平风洞模型自由飞试验技术研究现状及展望

介绍国外水平风洞模型自由飞试验技术研究现状,阐述水平风洞模型自由飞试验平台的组成、作用与意义,重点展望该试验技术的应用前景。对试验平台中动力相似模型设计加工技术、动力模拟技术、舵机运动控制技术、模型姿态实时精确测量技术、飞行控制系统设计与集成技术等关键技术问题进行分析,对发展该试验技术具有指导作用。完善水平风洞模型自由飞试验技术,把传统风洞试验拓展到流动-飞行-控制一体化试验,有利于全面研究和充分挖掘飞行器的气动性能与控制性能,对新一代飞机器的发展、新概念新技术的工程应用将起到重要的推动作用。

基于Labview的遥控无人机操控测试系统(英文)

该系统利用航姿参考系统IG-500N采集无人机实时飞行状态信息,通过无线数传模块传输至地面PC机。飞行状态信息包括:三轴姿态角、三轴加速度、三轴角速度、三轴速度、GPS经纬度、GPS海拔高度、温度和气压等信息。之后利用Labview设计的程序分割提取各个测试项目所对应的数据信息,并计算对应测试项目的用时、位置偏差和姿态稳定行,进而得到遥控无人机操控水平指标,导入生成测试报告。用于评估操控手在操控无人机起飞、航线飞行、定点悬停和降落过程中的操控水平。试验结果表明测试系统可靠。该研究可用于为无人机操控手的水平评估和自主飞行无人机的飞行性能优化提供参考。

小型涵道式无人机的研究进展

结合涵道式无人机发展现状阐述涵道式无人机的优点,对无人机飞行机理进行分析,结合动力学分析建立涵道式飞行器的数学模型,设计控制器并进行了飞行试验.结果表明:涵道风扇布局飞行器具有较好的悬停性能,在悬停和小角度机动时,各通道之间的耦合可以忽略不计.

无人机飞行控制系统软件测试策略的研究

无人机飞行控制系统是无人机机载设备中最重要的部分之一；对无人机飞行控制系统软件进行严格测试是保证其质量的重要手段；首先介绍软件测试的通用的基本理论和基本方法；然后以某型无人机飞行控制系统软件测试为案例,研究了无人机飞行控制系统软件的特点；提出了一种基于经验反馈的软件测试模型,并分析了该模型的特点；最后提出了一套适用于无人机飞行控制系统软件测试的策略。

纵置双涵道式飞行器悬停控制系统设计

涵道风扇较同样直径的螺旋桨能产生更大的升力,且结构紧凑、安全性高、噪音低。以此为推力装置的可垂直起降飞行器具有良好发展前景。但其系统动力学特性是属于多变量、强耦合的非线性系统,在控制系统的设计中必须进行良好的解耦设计。纵置双涵道式飞行器的飞行控制系统的控制特征进行了分析,建立基本的控制系统动力学模型,利用模型跟踪解耦自适应控制系统原理进行飞行控制系统设计,并在多域机动平台上完成了验证试验,结果证明该方法有效地减小了轴间耦合,飞行器悬停状态基本稳定。

某型无人机飞控机检测系统设计

介绍了一种基于PC104总线的某型无人机飞控机检测系统的设计及实现方案。给出了系统的组成,设计了测试系统的构架及软件测试流程,最后给出了系统测试界面及测试结果。该系统已经完成了联机调试,结果表明:该系统可靠性强且测试结果准确。

LabVIEW FPGA模块在飞控计算机测试系统中的应用

飞控计算机是战术飞行武器控制系统的核心。针对其接收发送数字信号的不同时序要求,利用LabVIEW FPGA模块生成飞控计算机测试系统中的测试激励信号,同时接收其数字输出响应,完成测试。详细介绍了LabVIEW FPGA模块的硬件接口设计与软件设计,实践表明应用LabVIEW FPGA模块能缩短系统开发周期,系统可靠性高,工作稳定,满足设计要求。

无人机飞行控制系统软件白盒测试用例设计研究

软件测试在软件生存期中占有非常突出的重要地位,也是保证软件质量的重要手段;首先介绍软件测试中白盒测试的方法; 然后以某型无人机飞行控制系统软件测试为例,具体研究了无人机飞行控制系统软件白盒测试的测试用例的设计方法,总结了白盒测试的测试用例的设计步骤,比较了几种覆盖准则,指出了修正条件／判定覆盖的优点,提出并讨论了无人机飞行控制系统软件白盒测试的覆盖准则。

带飞行控制系统飞机颤振试飞的结构动响应研究

对带飞行控制系统飞机在颤振飞行试验中的结构动力响应分析进行了研究,建立了采用FES(flight excitation system)系统激励和小火箭激励两种方式的动力学分析模型,在此基础上构建了软件分析平台并对某型带飞行控制系统飞机进行了应用,为该飞机颤振试飞激励方式和参数选取提供了参考依据。最后提出了气动伺服弹性和结构动响应研究下一步的发展方向。

一种便携式导弹飞控系统外场实时仿真测试系统设计

随着导弹控制系统和作战任务的日益复杂,其野外阵地和机动条件下仿真试验设备需求也逐渐凸显。基于RTX实时操作系统环境,以Matlab/Simulink作为导弹数学建模工具,利用RTW工具将Simulink模型自动编译为实时进程,并通过S函数将RTX驱动集成在Matlab环境,实现了相关硬件板卡与导弹飞控各种电气信号之间的通讯,完成便携式外场实时仿真测试系统的研制。试验结果表明,该系统结构紧凑、实时性好,模型修改方便、操作性好,并具有良好的通用性,能够满足不同武器平台的外场仿真测试需求。

遥控缩比验证模型及其飞控系统设计准则

研究遥控缩比模型飞机在验证新型布局飞行器性能验证问题,利用飞机六自由度动力学方程以及气动力方程推导了进行缩比模型飞行试验时应遵守的主要相似准则以及模型飞机各参数与原准机的相似比例。并推导了缩比模型飞机与原准机飞控系统控制律的相似比例关系,利用所得的设计准则,求得某型战斗机的1/16缩比数学模型,并进行了仿真验证,仿真结果表明,模型的缩比设计准则以及控制律相似比例关系是正确的。可以根据相似准则,利用缩比模型飞机进行原准机性能验证与预测。