基于立体视觉系统的风洞尾旋试验测量方法研究

尾旋是飞机在失速时的一种复杂而危险的非正常飞行状态;研究飞机尾旋及改出特性的常用方法是立式风洞尾旋试验,该方法具有费用低、周期短等优点;为解决试验中模型姿态的测量问题,采用两台CCD摄像机等设备构建了一套立体视觉测量系统,并通过开展空间直角坐标系转换和相关图像处理算法研究,获得飞机模型表面特征标记点的空间三维参数,实现了对尾旋模型的姿态测量;试验结果表明,该技术具有非接触,识别率高和使用灵活的特点,姿态角测量精度达到0.1°。     

基于光惯组合的风洞尾旋试验位姿参数测量方法

尾旋是飞机在失速时的一种复杂而危险的非正常飞行状态。研究飞机尾旋及改出特性的常用方法是开展立式风洞尾旋试验,其中测量方法是试验中的关键技术。在十几年的发展历程中,先后经历了双目立体视觉、编码标记图像识别和惯性航姿测量的技术改进,在不断提升的过程中对测量能力和数据质量也提出了更高要求,因此发展了一种基于光惯组合技术的尾旋6自由度数据测量方法,通过惯性系统测量三维姿态,光学系统测量空间位置信息。经过试验验证,该方法成功获取了尾旋模型6自由度数据,测量效率高,数据无缺失,根据模型运动轨迹在试验段截面投影可获得尾旋半径,增加了对于尾旋现象的认知维度。     

基于MEMS传感器的风洞尾旋姿态测量研究

尾旋是飞机在失去控制后的一种极危险的飞行状态,陷入尾旋极易造成飞机的坠毁,在飞机研制过程中为了提高其机动性及抗尾旋能力,必须对这种极限飞行状态进行研究。在立式风洞中开展尾旋试验是目前效率最高,安全性最有保障的技术手段。试验测试的主要参数是飞机在尾旋及改出过程中的姿态角（包括俯仰角、偏航角和滚转角）。在此简要介绍了通过陀螺仪、加速度计和地磁计进行姿态数据融合的算法,以及采用了一种MEMS传感器进行尾旋姿态测量的试验技术,并且其姿态数据可由Zigbee无线数据模块实时传送到测量计算机。通过试验验证,该技术简单有效,不受现场环境限制,系统动态性能稳定可靠,角度测试精度为优于1°,满足了试验需求,提高了试验效率及数据质量。     

粗精组合多极旋转变压器在位置随动系统中的应用

一、概述飞机飞行模拟台要实验飞机的边界数据、失速尾旋……等科研项目。失速尾旋又有左旋、右旋之分,最多旋转六、七圈才能改出。为了满足飞行模拟实验的要求,其景象随动系统要求转台角无限制,且精度较高。为此我们调研和比较了国内的角度传感器,并选用了多极旋转变压器(西安微电机研究所研制的新产品)作角度传感器,配以数字编码器及数字控制器等数模混合控制后,达到了正反转转角无限制,满足了景象随动系统的技术要求。     

一种缩比模型自由飞试验失速判断方法

针对某通航类飞机缩比模型自由飞失速特性试验中，难以准确判断飞机模型进入失速的问题，根据中国民用航空规章第23部中失速相关条款的要求，提出了依据俯仰角速率变化判断飞机模型出现不可控下俯运动趋势，进而判断飞机模型失速的方法，通过建立该飞机六自由度非线性仿真模型进行仿真验证，同时利用缩比模型自由飞飞行试验对此方法进行了验证。试验结果表明：上述方法能够准确的判断飞机进入失速，进而提高了缩比模型自由飞试验的精准度。     

飞行试验湿度参数测试技术研究

为了确定飞机噪声测试结果的有效性及对噪声试飞数据进行修正,设计了一套完整的湿度参数气象测试方案;方案采用塞斯纳作为气象测试飞机,针对特定的气象测试需求,设计了盘旋上升的气象测试轨迹,并采用露点仪作为湿度测试设备;该湿度测试方案已经成功应用于ARJ21-700飞机噪声合格审定试飞,是国内相关飞行试验气象测试的首次尝试;实际的飞行试验结果表明,该方案能够准确、有效地测量飞行试验湿度等气象数据;该方案的成功应用,为今后相关的试飞测试提供了重要的参考价值。     

飞行试验的微压差式灭火剂浓度机载测试系统

飞机防火系统是飞机设计中重要的分系统,为了准确评估防火系统的发动机舱/APU舱灭火功能与性能,需要根据飞机实际使用剖面和防火系统设计特点确定适用于飞行试验的测试方法。基于微压差测量技术,提出了适用于哈龙（1301、1211）气体灭火剂浓度的飞行试验测量方法,在单通道原理样机试验验证的基础上,研制了微压差式灭火剂浓度机载测试系统,并通过了飞行实测考验。试飞结果表明,该项技术能够实时准确测量运输类飞机发动机舱/APU舱的灭火剂浓度,满足飞机防火系统的灭火效能评估要求,解决了飞行试验中灭火剂浓度测量难题。     

一种新的光电跟踪测量交会模型

在新型飞机飞行试验中,经常采用两套光电跟踪测量系统对飞机及投放物、带动力或无动力飞机模型等小范围试验科目进行轨迹测量,在传统的测量模型基础上对其数学模型进行了改进,提出了一种新的附有观测约束条件的数学模型以及算法。飞行试验证明,该算法能够有效提高观测数据处理精度。     

基于模糊PID控制的飞机液压缸性能测试

飞机系统液压缸的性能直接影响到飞行安全。本文探讨了对飞机液压缸性能测试的方法,设计了液压缸性能测试的软、硬件试验平台,研究了模糊PID控制算法在液压缸性能测试中的应用,通过实验验证了该方法的可行性和有效性。     

拖锥在空速系统校准中的应用

大型运输类飞机试飞过程中,空速系统校准是一个非常重要的科目。分析了飞机空速系统静压测量的基本原理,给出了使用拖锥法测量空速的详细方案和系统组成,提出了使用该方法完成飞机空速系统校准时需要完成的各种实验室实验、校准方法、补偿方法、飞行试验、试验结果与误差分析、注意事项等。     

失速告警系统应用异构双核处理器的安全性分析研究

飞机失速会影响飞机的飞行安全,失速告警计算机作为失速告警系统的核心控制部件,在失速发生前通过灯光告警、语音告警、振杆器抖动等方式为飞行员提供告警,提醒驾驶员进行操作,避免飞机进入失速状态;按照SAE ARP4754A中研制保证等级的分类,将失速告警计算机某些功能确定为灾难级,确定其研制保证等级定级为A类;采用异构双核处理器进行失速告警计算机的设计,由于ARP4761中的分析方法对相似性设计有着复杂性和难以模拟仿真的问题,故文章设计参照了IEC 61508参考标准,对采用异构双核处理器的失速告警计算机的安全性能进行了梳理和分析;分析研究结果表明,相比于采用传统的单核处理器或同构双核处理器设计的失速告警计算机,选择异构双核处理器进行失速告警计算机的设计有其独有的优势,其优势在于异构双核处理器所具备的“1oo2D”结构,通过计算分析满足失速告警计算机对于高安全性、高可靠性的要求;依照IEC 61508相关标准,结合失速告警计算机的高性能要求,选择正确的分析设计路径,可以确保失速告警计算机的功能安全完整性等级有效达成,为其他航空产品的设计开发提供参考。     

APU故障智能诊断系统设计

针对高旋环境下测试困难、测量精度低这一问题，提出了一种能在高旋环境下实现轴向减速装置，以达到稳定的良好的测试环境。该装置通过驱动仓内大量程陀螺仪测得的转速反馈给控制系统，控制系统输出控制信号来控制伺服电机，同时电机捷联内筒仓，使其相对外部转动方向反向旋转，实现轴向减速。实验结果表明，该装置可在高旋弹药飞行过程中提供稳定测试环境，从而得到更精准的姿态解算结果，为高旋环境下的测试提供了新的思路，具有广阔的应用前景。     

基于柱幕投影的飞机大迎角仿真系统实现

多通道曲面投影系统中曲面几何失真校正技术是关键,传统的曲面失真校正需要像机采集反馈图像,校正过程复杂,成本高昂且难以实现。本系统结合柱面幕,提出了一种新的基于曲面透视投影的等弧长离线校正方法。该方法将待校正图像的每个像素以弧长相等的方式映射到柱幕,再根据透视投影的原理将柱幕上的像素坐标变换到预校正图像的二维坐标。同时结合给出的简化边缘融合方法实现了基于柱幕投影的大迎角飞行仿真系统,观察人员站在柱幕前会有明显的失速感觉,从而为大迎角飞行试验分析提供了良好的仿真平台。     

碳卫星载荷航空校飞试验飞行航线设计

介绍了碳卫星工作在主平面天底观测和主平面耀斑观测两种观测模式下飞机飞行试验中航线设计方法,充分考虑了由于太阳和飞机运动所引起的观测模式参数变化而引起的飞行航线设计变化,建立了航线设计模型,给出了航线设计准则、具体设计方案及设计结果。通过对比计算数据与实际校飞试验数据,对航线设计进行误差分析,验证了航线设计方法的有效性和精确性,所设计的航线满足试验要求。该方法同样适用于其他敏捷目标观测航线设计。     

基于动网格的NACA0012翼型动态失速仿真计算

针对翼型动态失速问题,利用动网格技术的数值计算方法,采用转捩修正的SST k-ω湍流模型对NACA0012翼型进行仿真模拟及数值计算,得到翼型升阻力系数随迎角的变化规律以及翼型表面的压力和速度云图。研究表明,动网格技术和所选湍流模型能较好地捕捉翼型动态失速过程中涡流的形成、发展、脱落和再附着的过程,对翼型动态失速的研究提供一定的参考作用,也为民航训练动态失速项目的研究奠定基础。     

基于无线传输的机轮胎压测试系统的设计

本文首先针对机轮胎压的测试需求进行了分析,然后简要介绍了传统机轮胎压测试技术,同时提出了一种适合的基于无线传输的机轮胎压测试技术,对其中的系统功能设计、胎压采集原理、数据收发无线通信技术、供电设计等关键技术进行了深入的探讨和研究,为机轮胎压的采集和实时监控提供了技术方法和支撑,最后通过实验室对比验证,试验结果满足飞行试验的测试需求,未来可以应用在飞行试验中满足飞机性能试飞和安全监控的需要。     

制导炮弹转速测量技术研究进展与展望

制导炮弹是由常规火炮发射,在飞行过程中进行搜索、导引和控制,能够对目标实施精确点打击的制导武器.制导炮弹转速的精确测量是实现精确制导和控制的基础.对制导炮弹转速测量技术进行了综述,首先,论述了制导炮弹的发展现状,接着分析了制导炮弹转速测量的必要性,并且阐述了制导炮弹转速测量的特点;然后,对现有旋转弹转速测量的方法和手段加以总结,并指出了适用于制导炮弹的转速测量及信息处理方法,包括利用磁阻传感器和高动态振动陀螺测量制导炮弹转速的原理以及关键技术;最后,指出了制导炮弹转速测量技术今后的研究方向和研究重点.     

电传飞机飞行品质低阶等效系统算法研究

研究了从飞行试验数据辨识电传飞机动力学模型的低阶等效系统参数的方法。采用频域相干性分析和高精度有限傅立叶变换对试验数据进行了精确的频谱分析。频域方程误差法、输出误差法和单纯形法相结合,为计算电传飞机的低阶等效系统提供了一个实用有效的算法,并使用某型电传飞机试验数据进行了可靠性和有效性验证。结果表明：使用本文的方法辨识的低阶等效系统模型能够准确地描述真实电传飞机的动力学特性。本文的研究内容为电传飞机飞行品质试验方法提供了技术支持。     

基于覆盖与故障注入的飞控软件测试技术研究

无人机飞控软件是典型的实时嵌入式软件系统,其可靠性、安全性测试与评估是军用软件保障工作与无人机技术发展中的重点与难点。针对飞控软件的特点,介绍基于覆盖与故障注入的测试方法．分析其测试与可靠性评估中的关键技术,并简要介绍应用于测试数据分析过程的软件可靠性建模工具MEADEP的构成与建模方法。实践证明对安全关键软件严格的测试与评估可大大降低错误隐藏数,减少不必要的经济损失与灾难性事件发生。     

Design of nonlinear automatic flight control systems

A method for the synthesis of nonlinear automatic flight control systems is developed, and the performance of a control system synthesized by use of this method is compared to the performance of control system designed by use of linear quadratic optimal control theory. Comparisons are made on the basis of aircraft dynamic response at high angles of attack. It is found that the nonlinear controller reduces the altitude loss during stall and increases the magnitude of the angle of attack for which the aircraft can recover from stall.