影响飞机平衡性试飞因素的验证与分析

某型飞机在气动外形上及系统性能上都有其独特的特性,使飞机性能的试飞评定产生了一定的难度.对该飞机气动平衡性的评判更是一项最基本的指标.针对飞机的平衡性的评判原理和试飞方法进行较为深入的讨论和解析,分析飞机的飞行特性,分别在3个轴向上分析了飞机产生不平衡的原因,为飞机的调试和平衡性的试飞调整提供了有力保证.     

试论大型飞机试飞的测试现状与对策

飞机的试飞测试是保障飞机能够安全投入使用的重要检测环节,尤其是在大型飞机的试飞测试上,需要建立完善的试飞测试系统,对试飞时产生的数据进行及时、准确、全面的分析.因此,本文就大型飞机试飞的测试现状与对策展开分析与研究.     

基于大气数据棒系统和最小二乘的迎角校准试飞

本文介绍了某改型飞机迎角校准的方法;通过理论分析,并选择在飞机上安装大气数据棒,设计了迎角校准的试飞方法;在此基础上对该型机001架进行了相关的飞行试验,并利用最小二乘法对迎角校准的试飞数据进行处理,得到该型机的迎角校准曲线.     

基于小波理论的电传飞机飞控系统试飞数据预处理

随着科技的不断发展,电传控制已成为民用客机的标配。为验证电传飞机满足适航条款及航行运营需要,民用飞机申请人需采用不同的验证手段,其中,试飞是非常重要的验证手段之一。飞行控制系统作为飞机的重要子系统,其试飞主要验证飞行控制系统的功能及性能等。而试飞数据作为验证适航条款的依据,经常受到噪声污染。同时,试飞时还会受到气流等干扰因素影响,严重影响飞控系统的性能验证。基于小波理论,消除了试飞数据中的噪声。试验结果表明,经数据处理后的试飞数据完美验证了飞行控制系统的性能。     

飞机装配容差分析技术研究

飞机装配容差分析可以预估实际产品能否满足设计要求,在优化制造方案与容差分配方案、保证飞机装配质量、降低成本、缩短研发周期等方面起着非常重要的作用。在整理飞机装配容差分析工作流程的基础上,对飞机装配容差分析关键技术进行了研究,包括如何定义设计基准体系、如何选用容差累积计算方法。阐述了定义基准的常用方法,总结了定义设计基准体系的原则,并对某机身段工作包航向基准面定义方案进行了比较分析。总结了目前飞机装配容差分析领域采用的容差累积计算方法,对各种方法进行了对比分析,并给出了选用容差累积计算模型的考虑因素。     

基于设计模型的ASE试飞数据分析

目前气动伺服弹性(ASE)数据的分析方法以评估当前试飞状态点的稳定裕度为主,但是对其边界预测的方法较少,本文以某型飞机为例,利用结构奇异值μ理论将飞机的设计数据和实测试飞数据相结合,对ASE稳定性边界进行了预测,并给出了保守的临界动压或者临界速度.对比分析结果表明该方法有效可行,并可以指明下一次试验的安全飞行状态点.     

空中交通管制调速指令的探讨与分析

调速指令是区域空中交通管制员调配飞机水平平飞间隔和走廊口进港间隔的最重要的管制调配手段之一.本文主要通过介绍和深刻分析管制员调速指令中的速度和飞机地速之间的关系,从而计算出管制员在实际指挥工作中调速具体值.最后通过举例说明在实际管制工作中认识调速指令本质的重要性.     

基于CRUISE的汽车加速性能模拟的校验

基于CRUISE的汽车加速性能计算可以在方案阶段就给出接近于实际的汽车加速性能参数,为判断动力匹配是否合理提供可靠依据.实际工作中发现,由于在换挡过程中发动机在一定时间内处于非全负荷状态,而CRUISE的汽车加速性能计算模型中未将非全负荷状态下的发动机动力特性作为计算条件,造成基于CRUISE的汽车加速性能的理论值与试验测量值存在一定差距.     

航天与航空

正北斗导航系统首次在国产民机应用测试试飞成功2017年10月10日~14日,在山东东营胜利机场,我国自主研发的北斗卫星导航系统首次在我国完全自主设计并制造的支线客机——ARJ21-700飞机103架机上进行了测试试飞,试飞取得圆满成功。本次试飞依托ARJ21-700飞机平台,按照相关国际民航标准及中国民航有关技术标准要求,成功完成了机载北斗卫星导航接收机功能和性能试飞验证、基于北斗的地基增强系统实现Ⅰ类精密进近的性能试飞验证,以及北斗短报文功能试飞验证。测试试飞结果表明,国产北斗导航相关系统的性能达到国外     

飞机运动轨迹模拟器设计

为使用户能通过控制界面改变轨迹参数控制飞机的运动姿态,设计了飞机运动轨迹模拟器。该模拟器由轨迹模拟计算机和轨迹模拟软件组成。用户可根据飞机的运动参数及空气动力建立运动方程,给定控制规律,使飞机按照控制规律运动,即通过对飞机在每个控制时间段内的控制参数（俯仰角、偏航角、滚动角运动频率、盘旋周期、平飞高度等）的修改,控制飞机在空中飞行的姿态。在VC＋＋环境下编程并调试控制参数,得到的数据信息与理论值相符。模拟得出的数据结果表明,该模拟器能很好地模拟出飞机运动轨迹,并可通过数据接口将得到的角运动信息传递给6自由度运动模拟试验台,完成对惯性器件进行测试和飞行仿真。     

机载实时数据处理系统设计与实现

为了能够满足试飞工程师实时监控飞机状态,及时与试飞员进行沟通,并根据当前的试飞数据随时进行调整,从而提高试飞效率.提出构建一套机载实时监控系统的设计方案与实现方法.网络数据实时处理软件是机载实时监控系统的核心,它按照要求将测试网络上的参数进行实时采集和处理,并将物理量数据发送到各监控客户端,提供给试飞工程师.     

基于插值和时温叠加原理的橡胶老化寿命预测方法

老化性能衰退建模与寿命预测是橡胶等高分子材料腐蚀和防护领域的研究重点之一,探索新型预测理论与方法在橡胶加速老化寿命预报中的应用,能够为橡胶件的性能监测、维护和更换提供理论依据和参考。传统的高分子材料老化建模方法存在模型依赖性强、参数识别难度高和精度不足等弊端。为了快速地对常温下橡胶的老化性能衰退规律进行准确的预测和评估,以室内高温加速老化数据为基础,提出采用插值的方法计算各不同加速温度下的伪失效寿命,在获得的伪失效寿命数据组的基础上,计算了各加速温度相对最低加速温度的性能衰退平移因子。进一步分析发现平移因子满足阿累尼乌斯方程,且各高温下加速老化的数据可以根据平移因子转换至参考温度下。在建立阿累尼乌斯加速模型的基础上,应用时温叠加原理,通过高温平移因子的线性外推获得常温下的平移因子,从而建立了常温下橡胶的老化性能衰退预测方程,并与实测常温下的橡胶老化性能衰退数据进行了对比。结果表明,综合应用插值法和时温叠加原理可以对橡胶加速老化数据进行快速处理,且由加速数据外推获得的常温性能衰退量与真实值的比较可知,结果均分布在2倍分散线以内,很好地满足了工程上的使用要求。其结果可为相关高分子材料加速老化数据处理与寿命预测提供参考。     

大型客机飞行手册编制方法概述

作为申请适航许可的重要安全性文件,飞机飞行手册在大型运输类飞机的取证过程中具有重要地位.通常在研发和试飞的全过程中由试飞和设计人员一起进行编写与维护.本文对依据飞机安全性分析结果和自身特性为基础进行飞行手册正向编写的方法和逻辑进行概述.     

德展出首架燃料电池飞机

德国第一架有人驾驶的以燃料电池为动力的小型飞机在斯图加特机场展出。这架名为“AntaresE20”的单座飞机采用的是以燃料电池为动力的发动机。其研制目标是实现燃料电池发动机能在民用客机上的应用。目前,样机已通过了类似4000米高空的试验,证明新的动力系统工作可靠。下一步需要进行实际飞行试验．首次试飞计划将在今年11月或12月进行。     

基于天津市的沥青路面最佳预防性养护时机的确定

建立了确定最佳预防性养护时机的效益费用比计算模型,结合天津市实际调查数据详细介绍了沥青路面预防性养护时机的确定方法.主要内容包括对调查数据进行处理,并应用灰色理论对处理结果进行预测;路面性能评价指标的选择和效益基线的确定;分析周期的选择;性能评价指标衰变曲线的确定;未采取预防性养护措施和采取预防性养护措施之后效益面积的计算;效益费用比的计算以及如何应用效益指标确定最佳预防性养护时机等.通过实例可以看出,该方法是选择预防性养护时机的有效工具.     

FMS偏航距试飞评估方法研究

偏航距是飞行管理系统(FMS)中的关键参数,其计算精度直接影响FMS导航、引导、自动飞控的功能和性能。因此,在FMS试飞评估中,首先要考虑的是偏航距的评估。本文着重研究了基于等角航线和大圆航线的偏航距计算模型,并针对这两种模型设计试飞评估方法,最后依托某国产飞行管理系统完成了实际试飞验证,证明了基于大圆航线的偏航距评估方法的高精确度。     

五轴线性插补中进给速度的规划控制方法

针对五轴线性插补时减速点难以预测、仅对平动轴速度规划导致旋转轴角速度/角加速度超限等问题,提出一种进给速度规划控制方法.该方法基于对旋转轴角速度/角加速度的约束控制,在计算出平动轴实际最大可达速度/加速度后再进行平动轴的速度规划,依据平动轴加减速控制规律分别计算加速、匀速和减速阶段的插补周期数量,并将残余距离均匀分配到各减速周期以使最后一个周期结束时刚好到达插补路径段终点.实例验证数据表明,所提出方法无须预测减速点也能准确定位插补路径段的终点,同时旋转轴与平动轴在各自运动学约束条件下可实现加减速过程的协调一致,在提高机床性能及运动控制精度等方面具有较好的实际应用价值.     

大型飞机试飞测试的现状与对策

大型飞机在抗震救灾、军事侦察、人员营救等方面有着极为重要的作用.本文通过对其试飞测试进行阐述,对其结构设计、传感器技术和组网技术进行了详尽地分析,对其优缺点与发展前景进行了探究,力求为未来的飞机试飞方案提供了研究思路.     

飞机公差管理简介

在飞机研制中,为了满足产品的可制造性,提高飞机性能,需要在设计和制造阶段引入飞机公差管理.同时它可以缩短研制周期、减少返工量,并降低成本.本文研究并阐述了飞机公差管理中所涉及部门的工作内容,总结了公差分析的技术方法,最后提出了公差管理的详细流程.     

最小二乘法在飞机节点惯性力中的应用

针对飞机的非结构质点的惯性力难以施加在有限元模型上的问题,构建了惯性力的极值函数,基于最小二乘法理论将飞机上任意质点的惯性力转换到该质点附近区域的有限元节点之上。该方法实现了飞机的非结构质点的惯性载荷以有限元节点力的形式进行加载,解决了飞机的连接件、燃油、设备等质点的惯性力加载的问题。理论分析与实际工程计算表明,该方法可以用于全机有限元载荷的平衡计算,计算精度满足实际工程需求。