基于OpenGL的飞行环境虚拟仿真技术分析

飞行环境虚拟仿真技术,是在利用相关软件的基础上,实现了逼真的模拟飞机飞行的环境,而且,在虚拟的环境里,能够完成飞机一系列的飞行操控。本文就是在OpenGL的基础上,对飞行环境虚拟仿真技术进行研究。首先,对OpenGL和飞行仿真技术进行了介绍,然后,分析了飞行环境虚拟仿真系统中的关键技术,最后分析了OpenGL在飞行环境虚拟仿真系统中的实现。对OPENGL的飞行环境虚拟仿真技术分析研究具有一定指导意义和借鉴价值。

飞行环境对飞行人员精子头部及尾部超微结构的影响

目的研究飞行环境对飞行人员精子头部及尾部超微结构的影响。方法利用WEILI-9000电脑精液自动分析仪和透射电镜对23例平均飞行1000 h以上的歼击机、轰炸机、运输机飞行人员新鲜精液样本的精液常规及精子头、尾部超微结构进行观察。结果精液常规中,飞行人员精液量、液化时间、精子密度、a级精子活力正常;在电镜下飞行人员精子存在形态超微结构异常类型:①头部异常精子,包括尖头精子、头部含空泡精子;②顶体异常精子,包括顶体发育不良、缺失,顶体内形成包涵体精子;③尾部异常精子,尾部形态异常精子包括无尾精子、短尾精子,尾部结构异常精子包括线粒体缺失精子、尾部线粒体多种形态和结构异常。结论飞行环境对飞行人员精液常规无较大影响且具有可逆性,但可致精子顶体、头部、尾部线粒体微观结构异常。

飞行环境对飞行人员精液参数的影响

目的研究停飞后7天对飞行人员精液参数的影响。方法 22例男性飞行人员,平均飞行时间(1691.76±804.19)h。禁欲3～5天,然后分别于停飞后1天之内以及脱离飞行环境后7天留取精液标本,记录精液量、液化时间、pH值,利用WEILI-9000电脑精液自动分析仪检测其精子密度、各级精子活力等常规参数。结果停飞后1天之内精液常规参数检查结果:精液量(3.30±0.69)ml,液化时间(33.3±13.7)min,pH值(7.3±0.2),精子密度(76.24±7.73)×106/ml,a、b、c、d级精子百分率分别为(27.64±12.49)%、(14.10±5.84)%、(49.39±12.27)%、(8.52±1.14)%;脱离飞行环境后7天精液常规参数检查结果:精液量(3.0±0.8)ml,液化时间(32.5±10.6)min,pH值(7.5±0.3),精子密度(77.43±5.65)×106/ml,a、b、c、d级精子百分率分别为(40.88±10.17)%、(24.25±4.51)%、(28.02±10.89)%、(6.85±5.58)%。脱离飞行环境后7天,精液pH值、a、b级精子百分率较飞行后1天之内显著上升(P<0.01),c级精子百分率显著降低(P<0.01),精液量、液化时间、pH值、精子密度方面没有明显差异(P>0.05)。结论脱离飞行环境后7天可显著改善飞行人员精子活力参数。

航模动力及飞行环境无线实时监测系统设计

介绍一种航模动力及飞行环境无线实时监测系统以及该系统的组成、硬件设计、通信协议、软件设计及系统的应用.测试结果表明,该系统具有测试精度高、可靠性好、操作和维护方便等特点,可用于航模等小型飞行器的生产、科研、试飞及教学过程等.

飞行环境综合因素对飞机供氧参数的影响

飞行环境综合因素对飞行员的影响，尤其是对飞行员氧气防护装备性能参数的作用未见报道．本文测试了低空大速度飞行试验条件下飞行紧张因素对飞行员呼吸系统的影响．结果表明，尽管飞行过载是飞行劳动中的重要生理负荷，但低空大速度飞行时飞行员的心理工作负荷是飞行中更重要的精神负荷，高度的精神负荷致使飞行员通气和瞬时需氧量明显增加，高达２５５Ｌ／ｍｉｎ，应当引起高度的重视．这对设计和计算飞机氧气呼吸装备的耗氧量，载氧量及瞬时需氧量具有重要的现实意义．

空间飞行环境对桔梗和红花的初步研究

以药用植物桔梗和红花的种子为材料，于１９７４－０７－０３￣１８，搭载返回式卫星，回到地面后观察其生长发育情况，并进行过氧化物酶酯酶、蛋白质及内源激素的研究。结果表明，桔梗飞行组的出苗率较高，株高等形态指标优于地面组，根的一些形态指标与地面组相差不大。飞行组的过氧化物酶活性和蛋白质含量均较地面组高。飞行组与地面组的过氧化物酶同工酶、酯酶同工酶和可溶性蛋白质电泳图谱差异不大。内源激素的测定结果表明。

飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响

本文采用一种近场和远场分区耦合、时间相关法和空间推进法相结合的方法计算分析了飞行环境对火箭喷焰微波衰减特性的影响。计算结果表明高空飞行时的喷焰温度低于地面环境下的喷焰温度。但是 ,由于高空环境压力的降低使得喷焰的复合效应减弱导致自由电子数密度沿喷焰轴向衰减减慢 ,使得高空飞行时喷焰对微波的有效作用范围增大。由此可以推断实际飞行时喷焰的微波衰减比在地面环境时更为严重。

旋翼机构对超音速飞行环境的适应性研究

论文首先分析了目前常用的旋翼机构的类型、功能及工作特性，并就各类旋翼机构对超音速环境的适应性进行了分析，提出了一种比较理想的旋翼机构。论文还着重分析了该类旋翼机构的超音速空气动力特性及翼片的强度。

舰载直升机飞行环境研究

舰载直升机的飞行环境较之陆地飞行恶劣得多,主要受飞行甲板紊乱流场和舰船运动的影响。本文讨论了这两种情况对飞行安全的影响,并提出了改进建议。

战术弹道导弹飞行环境中GPS卫星可用性探讨

系统地分析了在战术弹道导弹飞行环境下，如何选择可用来参与弹道导弹组合制导的 ＧＰＳ 卫星的准则。探讨了提高弹载接收机的抗干扰能力的方法．针对战术弹道导弹标准飞行弹 道，利用实测卫星星历进行了仿真，给出了仿真结果．

飞行环境污染对航天器的影响

论述了卫星等航天器的飞行环境污染源及其影响特性。指出 ,从流体力学观点 ,在高真空低温环境状态下 ,喷气羽流污染影响范围有限 ;对航天器的空间交会或液体空间排放 ,只要采取相应的措施 。

基于FLUENT的飞行环境激励谱提取方法研究

基于FLUENT流体动力学数值模拟平台,以机翼结构作为研究对象,模拟亚声速飞行速度的风洞试验。控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,数值模拟环境设定流体速度为0.8马赫,攻角为4°,采用一方程的Spalart-Allmaras湍流模型,时间的离散采用二阶格式,空间方向上采用二阶迎风格式。通过数值模拟计算,采集机翼表面飞行载荷信号,并对载荷信号进行预处理,获得机翼飞行中的环境激励谱值,为后续的飞机结构健康监控研究提供基础。

基于LMD的最大预期飞行环境预示方法

飞行试验中,为消除不同飞行工况差异,以保证预示结果相对于可能的飞行环境是合理保守的,需要对飞行遥测数据分析进行最大预期飞行环境(METE)预示。传统方法通过对最大飞行环境的振动信号功率谱进行傅立叶逆变换,得到最大预期飞行环境的振动信号时域波形。但这种基于傅里叶变换的方法无法准确反映非线性、非平稳的飞行振动环境数据特征,导致METE预示误差较大。为此,提出一种在对非平稳信号进行基于LMD分解的时频特性分析的基础上,结合飞行遥测振动数据,完成最大飞行环境预示分析的方法。基于某次飞行试验实测振动信号的计算分析验证了方法的有效性与可行性。

飞行环境下飞机货舱门电液系统的开启功能分析

研究飞行环境下飞机货舱门电液系统的功能仿真问题,提出采用电液联合仿真的方法来研究飞行环境下随机风场对飞机货舱电液系统功能的影响。借助湍流风场和离散突风的数值模拟实现了高空随机风场在幅值和时间上的随机化表征后,通过高空随机风场和飞机货舱门电液系统联合仿真系统完成虚拟样机系统。通过虚拟样机系统,得到了电控系统、液压系统与迎风载荷之间的数据传递关系。由于飞机需要在不同速度下完成开启功能,货舱门需要被放置在不同飞行速度下进行功能性试验。最后利用虚拟样机的数据传递关系,完成上述试验,得到了不同飞行速度下开启时间的分布。

基于飞行环境建模的UAV地面撞击风险研究

无人机(UAV)的任务工况与环境场景对飞行安全影响极大,为研究不同飞行环境对UAV地面撞击风险的影响,需要分析不同运行工况下的UAV地面撞击事故的边界条件。首先分析影响UAV运行安全的飞行环境因素,考虑不同任务场景的地面人口密度和遮蔽物保护能力,并引入环境影响因子,用以分析不同环境场景的气象、地理和通信等要素;然后以每飞行小时地面撞击事故伤亡人数为评价指标,建立UAV地面撞击事故评估模型;最后计算不同UAV在多种任务场景和环境场景工况下的风险参数,并加以对比。结果表明:飞行环境中的气象、地形和通信等因素对UAV地面撞击风险影响较大,随着环境场景的恶化,UAV运行每飞行小时伤亡人数量级也有较大变化,增加幅度从10-8上升至10-5。

基于LMI极点配置的高空台飞行环境模拟系统PI增益调度控制研究

针对高空台飞行环境模拟系统的温度和压力在整个工作包线内的鲁棒性能控制问题,提出了一种基于LMI极点配置的PI增益调度控制设计方法。在考虑变比热容腔微分方程、管道热传导、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的飞行环境模拟系统非线性模型;对非线性模型进行了线性化,并根据线性模型推导了基于LMI极点配置的PI控制器设计算法;在飞行环境模拟系统的工作包线内选取了36个稳态点设计了基于LMI极点配置的PI增益调度控制器;设计了两种飞行环境模拟试验来验证设计的PI增益调度控制器的鲁棒性能。仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度的稳态误差和动态误差均小于0.1%,压力的稳态误差小于0.5%,动态误差小于0.7%。

飞行环境模拟系统多容腔流-固传热建模

为了提升高空台飞行环境模拟系统(FESS)数值仿真平台的置信度,提出了一种多容腔流-固传热的建模方法,该方法考虑了混合器气流掺混、流-固传热、管道压力损失等因素的影响;建立了包括调节阀流量特性、液压伺服系统、混合器、混合器出口导流栅流量特性、整流子系统、管道容腔模型在内的部件模型库,并基于该模型库构建了仿真平台。为了验证本文建模方法的有效性,采用两次掺混试验数据对仿真模型进行对比验证表明,仿真结果与试验测量结果动态变化趋势基本一致,且温度、压力的最大误差分别不大于2.5K,2kPa。为了分析FESS控制系统的能力,假定了一次典型的发动机试验条件来进行仿真分析,仿真结果表明,FESS控制系统具备进行发动机平飞加速和等马赫数爬升试验的能力。

高空台飞行环境模拟系统温度延时不确定性μ综合设计

针对高空台飞行环境模拟系统温度大延时特性的控制问题,提出了一种考虑温度延时不确定性的两自由度μ综合控制设计方法以提升其温度的控制精度。在考虑变比热容腔微分方程、管壁传热、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益以及温度延迟对飞行环境模拟系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的非线性延时模型。在考虑执行机构参数、温度延时不确定性的基础上,提出了两自由度的μ综合控制设计方法。为了确保设计的控制器具有良好鲁棒伺服跟踪性能,基于分频设计的思想设计性能加权函数和控制量加权函数,并运用D-K迭代算法设计控制器。假定了包含"等马赫数爬升"和"平飞加速"的试验过程来验证μ综合控制器的伺服跟踪性能,仿真结果表明,飞行环境模拟系统温度和压力的稳态和动态误差分别均不大于1.5%和3%。

一种飞行环境仿真技术的构型研究

飞行环境的仿真是在试验室中,利用软硬件平台对飞机的外围环境进行模拟,还原的过程,仿真系统的结构是关键,在搭建一个环境仿真前,对整个系统架构的研究尤其的重要,以此为基础,通过对飞行环境仿真的需求定义。

自由飞行环境下的危险天气改航策略

目前,我国对改航策略的研究尚处于起步阶段,天气变化的动态性、随机性以及相应的改航路径规划方法的动态调整是该项研究中的重点和难点。本文对国内外改航策略研究进行了梳理,建立了自由飞行环境下的危险天气改航策略模型,以西北空管局的实际运行数据对模型进行了案例测试。测试结果显示,所规划路线有效避开了危险区域且有效缩短了航空器绕飞距离。