“超重-星舰”第三次综合飞行试验情况简析

2024年3月14日,美国太空探索技术公司完成了“超重-星舰”的第三次综合飞行试验,虽然未能实现全部试验目标,但首次达到人轨速度,收获了重要实验数据。本文对此次试飞情况进行了梳理和分析,并重点关注该型号在第二次综合飞行试验后的主要升级改进。

面向飞行试验认知不确定性的气动数据融合方法

在飞机设计领域中,不同的气动数据获取手段各有利弊,仅靠单一手段难以精确预测飞机的气动特性。因此,在实际工程应用中通常需要融合多种来源的数据,以获得更为准确和全面的气动特性描述。针对这一需求,以典型喷气式飞机为例,采用真实飞行数据、模拟飞行数据以及计算流体力学(CFD)仿真数据,结合深度神经网络,提出了一种认知不确定性的气动数据双层深度证据融合算法。该算法通过引入两种标准的置信分配方法,并将深度神经网络的输出与变分狄利克雷分布参数相结合,来表达和量化模型融合过程中的认知不确定性,并借助Dempster-Shafer理论有效地融合不同来源的数据及其不确定性。研究结果表明,该算法有效地融合了多源气动数据,所得结果不仅更加符合物理规律,而且提供了更高精度和更全面的气动数据,相比于单一数据源具有明显优势。

主动噪声控制技术在涡扇飞机飞行试验中的应用研究

为研究主动噪声控制技术在涡扇飞机真实飞行环境下的作用效果,基于自适应滤波算法设计了一套主动降噪系统,并在与航线飞机舱内环境完全相同的试飞机上集成安装,挑选航线爬升和不同巡航高度典型飞行试验工况开展试飞试验,通过对试飞数据的分析结果表明:在飞机复杂的飞行环境及舱内声场环境下,主动降噪系统在目标降噪区域仍有明显的降噪效果,且降噪效果与基础噪声有较大的关系,通常是往空间噪声声压级趋于一致的方向调整,基础噪声越大,降噪效果越好;且对低频的噪声控制效果更为稳定,效果更好;并对主动降噪系统在涡扇飞机上的布局方案形成指导建议。

复杂空天融合项目研制及飞行试验创新管理实践

空天飞行器是一种将航空技术与航天技术融合而产生的新型飞行器,已被公认是未来航天交通运输系统的变革性技术,对于未来常态化、低成本进出太空具有重大意义,其技术及研制生产关系的复杂性给该类项目的研制管理带来了巨大挑战。一、项目特点与难点某航天器融合“箭、星、船、飞机”研制特点,项目系统组成复杂、技术难度大。从项目属性上看,该项目既不同于传统预研演示验证项目,又不同于型号装备,是一种科研试验型装备;从涵盖专业上看,该项目任务剖面全,既是航空、航天的融合,又是在轨航天器和可返回航天器的融合。项目本身的特点及其研制过程中存在的客观因素给项目研制管理过程带来了诸多困难。

基于BDS/GPS融合的飞行试验航迹测试技术

该文描述了目前飞行试验中应用的基于GPS的双差载波相位测量模型,针对飞行试验中飞行器姿态变化及飞行环境变化严重影响GPS测试精度及可靠性的问题,提出基于BDS/GPS双系统的飞行试验融合测量方法。将北斗三代的测量数据引入现有差分模型,建立导航数据双差分模型,并把研究成果在民机飞行中进行试验,验证模型的有效性。通过BDS/GPS载波相位融合测量与双差分融合计算,降低测量误差,优化卫星几何分布,提升飞行试验航迹测试的精度和可靠性,改善四代机在极端飞行试验条件下导航数据缺失的问题,为复杂飞行试验环境的导航数据测量创造条件。

隐蔽式安装布局涡轴发动机安装损失的飞行试验

为确定轻小型直升机飞行性能评估所需的发动机安装性能损失,对隐蔽式安装布局的涡轴发动机进行了不同直升机飞行姿态的飞行试验。基于试飞数据建立了一套真实飞行条件下涡轴发动机安装损失的计算流程,对比分析了在不同高度和速度下稳定平飞、有/无地效悬停、有/无地效悬停回转、不同高度爬升、不同高度下滑、盘旋、侧后飞等飞行姿态对涡轴发动机安装损失的影响。结果表明:隐蔽式安装布局的涡轴发动机安装损失主要来自进气温升,不同飞行姿态下功率损失为4.3%~20.7%,耗油率相对增量为1.2%~132.7%;功率损失随飞行高度的变化规律不明显,随飞行速度的增大而减小;耗油率相对增量随飞行高度和飞行速度的增大而减小;在近地面的低速飞行姿态下安装损失最小,且受地效影响较小;风速和风向对安装损失的影响较大。

朱雀三号可复用火箭首次垂直起降飞行试验取得成功

2024年1月19日16时00分,蓝箭航天空间科技股份有限公司(简称蓝箭航天)自主研发的朱雀三号VTVL-1可重复使用垂直起降回收验证火箭(简称VTVL-1试验箭)在我国酒泉卫星发射中心点火升空。本次试验的飞行时间约60s,飞行高度约350m,着陆位置精度约2.4m,着陆速度约0.75m/s,着陆姿态角约0.14°,滚动角约4.4°,火箭着陆平稳,落点准确,状态良好,试验任务取得圆满成功。

飞行试验中的测量设备引导平台构建方法

飞行试验任务中,空中飞行目标往往有若干测量设备同时跟踪测量,由于这些测量设备的测量原理、技术性能、实际用途等客观因素不同,其对飞行目标的捕获时间、跟踪状态、测量精度等方面差异很大。针对这些参试设备零散布设、相互之间不相连、数据不交互、信息不共享、相互引导能力差的问题,文中构建了一种用网络将参试设备连接成为一个能够实时共享数据信息的引导平台。平台以网络为基础,主要由设备端、数据库和实时处理端三部分组成,运用数据处理方法实现引导数据平滑剔点、坐标转换、数据融合、延迟外推等功能。该方法实现了各参试设备之间数据信息的交互共享,满足了快速、自动、实时相互引导的任务需求,能够有效增强参试设备的整体时效性。

民用飞机飞行试验全周期构型管理思路研究

本文从民用飞机飞行试验全周期构型管理实际出发,明确研究目标,采用MECE原则对目标进行切分,并制定后续工作设想,最后利用SWOT分析法对设想进行论证,为民用飞机飞行试验全周期构型管理提供思路。

飞机燃油系统结冰飞行试验技术研究

低温与燃油中的水分较多,是导致燃油结冰的主要因素,在航空史上,因燃油系统结冰出现的飞行事故众多,为实现燃油结冰问题的有效管控,适航当局认为需要对飞机的燃油系统结冰情况进行验证。基于此,本文先简述了开展飞机燃油系统结冰飞行试验工作必要性。然后,介绍燃油系统结冰飞行试验方法,之后以实验室结冰飞行试验为基础,分析试验工作要点,并对试验结果进行分析。希望通过本文研究,给飞机系统的安全运行带来启发。

基于“5M2E+PDCA+任务成熟度法”的民用飞机客户服务产品在飞行试验阶段验证的进度管理模型研究与应用

当前国内外民用航空型号研制快速发展,而飞机客户服务产品(如手册、地面支援设备、飞行模拟机等)是作为飞机维护、修理和运营的重要指南。因此,构建高效、实用的飞机客户服务产品验证进度管控方法在民用飞机研制阶段具有重要意义。以PDCA循环理论为基础,对民用飞机客户服务产品在飞行试验阶段验证的进度管理方法开展研究,从人、机、料、法、环、测、其他(5M2E)7个角度构建飞机客户服务产品验证进度管理模型,并引入任务成熟度星级管理法进行过程管控,以飞行模拟机试飞数据采集为案例进行实证分析与应用。结果表明:将5M2E方法、PDCA循环和任务成熟度管理理论相结合,可以使飞机客户服务产品在飞行试验阶段验证全过程的进度管控目标更明确、资源分配更合理和管理流程更优化,为后续其它型号的飞机客户服务产品提升验证效率和验证效果提供方法指导。

“星舰”飞行试验:从失败到成功

1引言太空探索一直是人类的梦想,而美国太空探索技术公司(SpaceX)CEO马斯克则是这个梦想的追求者和实践者。他开发“星舰”(Starship)系统的初衷是为了实现人类更深入、更广泛地探索太空的目标。“星舰”技术是马斯克实现火星殖民计划的关键,通过开发这种强大的火箭技术,旨在降低太空探索的成本,使更多的人能够有机会进入太空。“星舰”系统采用船箭一体化设计,它由两部分组成:“超重型”(Super Heavy)助推器(火箭)和“星舰”飞船。

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段,然而,在高超声速飞行条件下,真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性,针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法,本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架,通过引入地面风洞试验气动数据,实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序,进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力,可以有效提升气动数据预测精度,相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。

基于有限元分析的飞机挡水板强度验证飞行试验方法

为防止过量溅水进入发动机进气道,ARJ21-700飞机通过在主起落架机轮间加装挡水板,以有效提升雨雪等复杂天气情况下的运营能力。针对挡水板强度验证飞行试验中存在的难点——如何准确选取应变传感器改装位置和合理设计试验点,首先通过分析机轮溅水机理,建立了溅水载荷模型;其次借助有限元分析手段确定了挡水板的应力分布并完成了强度校核;然后根据有限元分析结果完成了应变传感器改装位置选取和试验点设计;最后通过飞行试验完成强度验证。结果表明:挡水板的加装可有效改变溅水形态;有限元分析与飞行试验结果吻合良好,可为其它类似复杂不规则结构提供有益参考和借鉴;挡水板安全裕度足够,并且有较大的减重空间,须进一步优化设计。

小肋减阻的飞行试验方法、结果和分析

气动设计水平既是评价飞机先进性的重要指标之一,也是提高大型客机竞争力的关键,其主要目标包括增升与减阻两个方面。为满足工程应用实际需求,本文开发了一种可用于评估减摩阻效果的无接触式测量技术,用以测量高雷诺数下飞行试验中小肋的减阻效果。结果表明流经小肋壁后的来流机械能损失更少,且相较于光滑壁具有更小的流向摩阻及更高的流向速度。此外小肋抑制了机翼上表面的展向速度脉动,并推测其在小肋膜下游分布的展向条状强脉动区域与气流流经小肋膜所产生的流向涡有关,在此基础上小肋膜的流向减阻效果与展向速度脉动抑制有所关联。

“超重-星舰”第二次综合飞行试验情况分析

本文对“超重-星舰”第二次综合飞行试验情况及首飞失利后的系统升级改进情况进行了分析,并阐述了美国太空探索技术公司(SpaceX)在“超重”助推级、“星舰”飞船级、星基地及“猛禽”发动机方面的未来动向,可供我国参考。

SpaceX公司“星舰”综合飞行试验任务分析

2023年11月18日,美国太空探索技术公司(SpaceX)在得克萨斯州博卡奇卡的星舰基地(Starbase)实施“星舰”(Starship)第二次综合飞行试验。“星舰”系统从发射台点火升空,一级成功完成发射任务后与二级分离,随后在返回过程中爆炸,二级在飞行过程中爆炸。本文梳理分析了SpaceX公司“星舰”系统的发展背景、本次任务基本情况和特点等。

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。

航空发动机通用飞行台建设关键问题剖析

针对中国航空发动机通用飞行台(FTBs)在建造和使用中所关注的关键问题尚未清晰的现状,开展了针对飞行台的相关研究。阐明了通用飞行台的概念和作用,梳理了国外典型发动机飞行台建设主要内容和工作方法,总结了国外发动机挂点方案选择、气动仿真评估、引气、液压和电功率负载模拟系统总体结构、灭火、燃油和测试系统等方案,分析了通用飞行台在建造和使用过程中需特别关注的关键问题:试验对象与使用场景规划、需求制定与分解、详细设计与飞/发一体化协调、系统研制集成和验证、技术状态管理、人员资质要求、适航性评估等。根据国外飞行台建设经验和未来发动机飞行试验需求,分析了通用飞行台的未来发展趋势,给出了中国发动机飞行台建设和使用过程需特别关注的关键问题和关键环节,可为中国未来发动机通用飞行台能力建设和使用维护提供参考。

基于DoDAF的飞行试验体系需求建模方法

飞行试验集科学性、实践性、风险性、复杂性于一体,现有依据经验的飞行试验体系需求确定模式,其规范性和科学性较差。结合飞行试验特性,在美国DoDAF2.0的基础上,提出一种基于模型的飞行试验体系需求建模方法,将用户要求转换为体系的功能需求、任务需求和系统需求,并围绕这些体系需求确定需求建模框架。结合某A型民机飞机性能要求从功能需求视图、业务活动视图、业务系统视图等视角进行需求建模,验证所提方法的可行性。