返回式卫星数字姿态控制系统及飞行试验结果

简要介绍我国返回式卫星上用的计算机数字姿态控制系统的方案;重点阐述姿态确定和相平面控制律的设计方法;最后简述飞行试验的结果。

利用飞行试验结果验证寻的制导导弹的全数学仿真模型

寻的制导导弹飞行试验的遥、外测数据记录了大量的过程参数，通过和仿真试验过程参数的比较，可以检验导弹的数学仿真模型的可信性，给出定量的结果。本文提出的方法可以在工程上应用。

6.5马赫超燃冲压发动机的近期飞行试验结果

根据与NASA签订的协议,CIAM和NASA 在CIAM的高超声速飞行实验室“Kholod”上联合进行了第四次双模式超燃冲压发动机飞行试验。此次试验旨在进行6.5马赫飞行,并在哈萨克斯坦中部Sary Shagan 试验场成功完成。此次地面发射的火箭是一枚改进型俄罗斯SA5型导弹,该重新设计的超燃冲压发动机加速后达到高于6.4马赫的一个新的最高飞行速度。此次发射是在真实飞行条件下的完超燃模式下进行的,这项计划的主要目的是获取飞行与地面测量数据间的相互关系,分析和风洞试验在俄罗斯或(也可能在)在美国做。本文阐述了该计划的方案设计及其目的,以及为了达到6.5马赫目标试验条件而采用的超燃冲压发动机和SA5型导弹重新设计的技术细节。概述了此次发射的操作过程。最后,对初步飞行试验结果做了介绍和讨论。

DGPS／RA／NLC系统的飞行试验结果

ＤＧＰＳ／ＮＬＣ系统是６１５研究所等单位共同研制的差分ＧＰＳ和无线电高度表组合精密进近着陆系统．飞行试验的目的是测量系统的定位精度和检验系统的动态性能．试飞结果表明ＤＧＰＳ／ＲＡ／ＮＬＣ系统在决断高度及末端下滑轨迹上，能满足ＩＣＡＯ规定的Ⅰ级精密进近着陆的精度要求。

差分GPS／INS进场着陆飞行试验结果

１９９０年１１月豪内威尔／ＮＡＳＡ兰利中心联合进行的差分全球定位／惯导系统（ＤＧＰＳ／ＩＮＳ）飞行试验在弗吉尼亚州的Ｗａｌｌｏｐｓ岛进行。试验目的是使用一个与气压高度表和雷达高度表综合的ＧＰＳ／ＩＮＳ，以获得系统性能数据库，并验证自动着陆性能。飞行试验工作由ＮＡＳＡ兰利研究中心组织，并取得豪内威尔公司的支援，超过计划目标（１２０次着陆）的３６次着陆完全是自动ＤＧＰＳ／ＩＮＳ着陆。

F—15短距起落和机动技术验证机轴对称飞行试验结果

本文介绍了由Ｆ－１５Ｂ飞机改进的短距起落和机动技术验证机与它的飞行试验计划，试验目标以及飞行试验结果，为工业部门未来飞机设计提供有价值的数据。

QJ2712.1～2712.3-95《地地弹道导弹飞行试验结果分析与评定》简介

概述了QJ2712.1～2712.3—95《地地弹道导弹飞行试验结果分析与评定》编制的背景、特点及原则,并对标准的主要内容作了介绍。

高稳定性发动机控制飞行试验结果

由刘易斯研究中心出资并管理的高稳定性发动机控制（HISTEC）计划的目的，是发展和飞行验证一种先进的高稳定性一体化发动机控制系统。这种系统是用实时测量方式来预估进行道压力畸变，以增强发动机的稳定性。飞行验证的在德赖登飞行试验研究中心的一体化先进控制技术研究机（ACTIVE）F15上进行。飞行试验的构型研究目标的详情以及为达到这些目标而运用的飞行试验矩阵将在本文中阐述。飞行试验结果表明，这套设计方法可以精确地估计畸变并能对发动机调节进行实时控制。

“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。

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。

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。