用GPS多路径法校准空速管静压

七十年代初，空军飞行试验中心（AFFTC）研究出一种校准空速的新方法。这种方法是由在空中飞行的形状产生的，最初称作草花斤斗法。方法如下：假定风保持不变，飞机以三个不同通道连续转弯穿过同一气团，理想情况下通道应该在同一指示空速下按飞行方向平等分开（或间隔120°），除风的两个分量（北向和东向）之外，还需计算未知的真空速误差。给出这种方法的数学计算和具体数据，它涉及包含3个未知量的3个非线性方程的解。但并不要求每个航路在完全相同的空速和间隙120°下进行。例如国家试飞员学校（NTPS），用每通道间隔90°方法，数学计算非常简单。随着试飞技术的发展，出现了一种更加经济的飞行试验方法，即GPS（全球定位系统）方法。人们不再用雷达去跟踪飞机，减少了试验时间、试验设备和数据处理的费用。与NTPS作法不同，介绍一种非线性数学解，由于航向角不再按90°准确分隔，因此飞行也不按精确试验点进行。

空速的GPS试飞校准方法

通过“往返试飞”消除风速影响从而由 GPS测得的地速求得真空速 ,运用近似理想气体理论 ,建立Ma数真值与真空速、大气总温的关系 ,解算出 Ma数真值 ,得到“GPS速度法”;或者考虑真实大气与标准大气的差异 ,在水平航线上引入气压高度常值偏差及航路气压修正系数 ,建立 GPS几何高度与气压高度的关系 ,结合“速度法”求得的任一 Ma数点的校准量 ,解算出气压高度真值 ,得到“GPS高度法”。通过对某型飞机的飞行试验 ,验证了这些方法的可靠性与实用性。

精密空速校准用微小型静压管设计及参数优化

针对目前国内外使用的拖锥法空气静压测量精度不高的问题,提出一种新型外置式空速精密校准方法,并对新方法测量装置中的核心器件微小型静压管进行了设计研究。微小型静压管的长度、管径、静压孔尺寸、静压孔个数及分布等,均对静压测量产生影响,而静压孔孔径的影响尤为显著。将不同静压孔孔径的微小型静压管放置到设定的试飞环境参数下,对静压管流场进行模拟仿真,同时将目前拖锥法中使用的静压管放到相同环境下进行模拟计算,通过分析对比优化静压孔的孔径。优化后的静压孔孔径为1.05mm,管内稳态压力与环境压力的相对误差为0.38%,能大幅提高静压测量精度。

基于GPS的侧风影响下的空速校准方法研究

对试飞中遇到侧风对空速校准结果影响的情况提出2种新方法。对基于GPS的正反航向稳定平飞法进行空速校准作出改进,采用惯性导航给出的航向角和GPS得到的轨迹角来消除正侧风分量的影响,试飞结果证明该方法合理有效。

GPS三边法在空速校准中的应用研究

介绍了采用GPS三边法进行空速校准的理论基础,并对试飞方法进行了分析,同时推导了该方法的数据处理过程。在某型飞机试验过程中运用此方法,得到了比较好的试验结果,验证了GPS三边法对空速校准试飞的适用性。

基于探空气球系统的高空高速飞行器空速校准方法研究

针对高空高速飞行器的空速系统校准,提出了一种基于高空气象探测气球系统的空速校准方法。通过探空气球系统获取飞行空域的大气数据,以此为基础完成对飞行器的空速系统校准。飞行试验结果表明,采用探空气球系统对高空高速飞行器进行空速系统校准,方法可行、结果可信。

基于DGPS的非稳态条件下空速校准方法

准确的空速和高度是进行飞行试验和确保飞行安全的基础,最新的民用运输类飞机适航标准要求在飞机全包线范围内都要进行空速系统校准。飞机在地面滑跑阶段和失速过程中速度是急剧变化的,而传统的空速校准方法只适用于飞机稳定平飞的状态。介绍了DGPS综合法的原理,利用DGPS高度差与飞机压力高度差之间的关系,获得了非稳态条件下空速系统的位置误差结果,并成功应用于国产支线飞机的合格审定试验。

试验机空速校准试飞结果分析与处理

对某型试验机进行空速校准,并通过编队飞行对其校准结果进行了验证。本文分别对空速校准和对比验证试飞数据进行处理,得到相应的试飞结果,重点分析空速校准结果与对比验证结果两者之间的差异,阐明了其产生的原因,并最终给出此次空速校准合理有效的结果。

基于GPS的运输类飞机全空速范围校准方法研究

准确的空速是保证飞行安全的基本条件,因此适航标准要求飞机进行全空速范围校准。为了解决某些飞机因安装问题而不能采用拖锥法进行空速校准的难题,文章研究了基于GPS的运输类飞机全空速范围校准方法,建立了相应的数据处理方法,分析了可能的误差来源,提出了减小误差的措施,且通过相关算例验证了该方法的可行性。

民用运输类直升机空速指示系统校准

针对民用运输类直升机空速指示系统,讨论了空速指示系统的组成及误差来源,然后分析适航条例中具体要求,最后给出了空速指示系统的试验方法及注意事项,对其他型号直升机空速校准具有一定的借鉴意义。

DGPS在空速校准中的应用

本文描述了TSPI的概念。设计了通过DGPS进行空速校准的试验方法并与传统试飞方法数据对比,论证了DGPS试飞方法对空速校准试飞的适用性。

静压孔堵塞后的空速显示研究

针对一起由静压孔堵塞造成的空难事故， 对飞机全静压系统静压孔堵塞后， 座舱仪表显示的空速和马赫数进行了分析， 讨论了静压孔堵塞后仪表显示速度和马赫数的特点。给出了采用静压孔堵塞后不准确的座舱仪表显示数值估算真实空速和马赫数的近似公式， 以及判断静压孔堵塞的方法和静压孔堵塞后应采取的措施， 可供飞行训练部门和飞行人员参考。

GPS空速校准法在通用飞机上的应用研究

介绍了GPS空速校准方法的理论基础,并对试飞方法进行了分析,同时开发了快速数据处理方法。根据具体飞机的飞行试验结果,可以看到该方法具有高效率和高精度的特点,并且可以方便地推广到其它类型飞机的空速校准试验。

用GPS进行空速校准的试飞方法

飞机上的空速系统依赖于对外界静压和总压的精密测量.在无扰动自由流中,当静压管与流线平行时,可给出真实读数.然而如果把静压管连接到飞机上,在飞行中,飞机静压管周围就会产生一个压强,飞机总压和静压读数会受到飞机压力场和流场的影响而产生误差.由于误差的大小和符号是静压管在飞机上所处位置的函数,所以需要通过试飞,确定飞机空速系统的位置误差.常用的确定飞机空速系统位置误差的方法有:拖曳弹法、拖曳锥法、速度历程法、GPS法、标准机法、塔测飞行法等.本文主要描述用GPS方法进行空速校准飞行试验的试飞方法.

民机首飞空速校准问题研究

民机首飞空速校准问题直接影响首飞安全,得到了相关从业者的普遍重视,然而系统性的研究多局限于各公司内部。通过对首飞空速校准的意义进行总结,对拖锥法、伴飞法和GPS四边法等常见的首飞空速校准的方法进行系统性介绍,并基于实际工作经验给出了针对空速校准,在首飞准备、首飞任务设计、首飞安全保障以及首飞机组训练等方面的建议。此外,针对国内民机首飞的实际特点,提出了一种改进的GPS空速校准方法,给出了改进的GPS空速校准法的具体试飞方法、数据处理方法,对该方法的误差来源进行了分析,并将该方法与其他传统方法进行了对比。结果表明,该方法不需要专门的试飞动作和测试改装,可以节省宝贵的首飞时间,同时大大降低实施的难度,可供其它民机型号首飞工作参考。

面向试飞校准的大气静压测量系统精度提高方法研究

空速管的测量精度是保证飞机测试系统正常工作的关键。面向试飞校准的大气静压测量系统用于校准空速管的测量精度,在详细分析现有飞机空气静压测量系统的基础上,针对现有系统的主要误差因素,全面探讨了提高面向空速试飞校准的飞机空气静压测量系统精度的途径和方法,最后提出了"外置式"飞机空气静压测量新方法。

拖锥:飞机空速校准的法宝

空速指示系统与飞机的性能和自动化水平密切相关,它不仅直接向飞行员提供空速和马赫数显示,还通过大气数据计算机向自动驾驶仪、导航系统、飞行管理系统、飞行记录系统和中央警告系统等提供所需的空速信息。因此,在大型运输类飞机试飞过程中,空速校准是一个非常重要的科目。

基于GPS、磁罗盘与大气数据计算机的无人机风估计

针对无人机实时航路规划及适应环境变化的自主能力发展需求,提出了一种新的风估计与空速校准的方法;该方法基于GPS接收机、大气计算机和磁罗盘等传感器实现;针对定常风模型,风速、风向能够利用地速、风速和空速之间的速度矢量三角形关系计算得到;采用无导扩展卡尔曼滤波(DEKF),估计风场信息以及真空速的比例校准系数;利用某型无人机数字仿真平台,在2D定常风条件下进行了全过程自主飞行仿真;仿真结果表明:该方法在航路跟随的直线段、转弯段均能准确估计。

基于CFD的拖锥管路最佳长度确定方法研究

本文提出了一种基于CFD分析的拖锥管路最佳长度确定方法。此方法是在分析拖锥重量、阻力以及拖锥管路力学特性后,利用CFD分析飞机在各试验状态下尾流的分布情况,确保拖锥不在湍流区域内,从而得出各试验状态下拖锥管路的最佳长度。该计算方法在ARJ21-700飞机的拖锥管路最佳长度确定时得到应用,计算结果与飞行试验结果吻合,表明了该方法计算精度高且能有效缩短试验周期。

复合材料前支杆结构设计及数值分析与优化

针对试飞过程中需在机头加装空速校准系统的要求,本文提出了一种前支杆结构的设计方法。通过数值计算分析了前置杆结构对原机气动特性的影响,同时应用PATRAN/NASTRAN对结构进行了强度分析,最后针对前支杆结构的受力特性对复合材料进行了优化设计。研究结果表明,该设计方法合理可行,设计结果满足设计要求,同时其优化方法可以为机头前支杆结构提供设计参考。