ARJ21飞机托锥法空速校准试飞

托锥作为一种精度较高的测量系统,在现代飞机的空速校准试飞中有广泛地应用,其也应用在ARJ21机型的空速校准试飞试验.该文介绍了ARJ21机型的空速校准试飞试验,归纳了托锥的实际使用情况,对传感器校准、托锥选型等方面的注意事项进行了总结,认为托锥法可作为空速校准合格审定试飞中表明符合性的有效方法.     

GPS空速校准法在通用飞机上的应用研究

介绍了GPS空速校准方法的理论基础,并对试飞方法进行了分析,同时开发了快速数据处理方法。根据具体飞机的飞行试验结果,可以看到该方法具有高效率和高精度的特点,并且可以方便地推广到其它类型飞机的空速校准试验。     

民机适航取证试飞中ILS基准DDM值获取

描述了民机适航取证试飞中仪表着陆系统(Instrument landing system,ILS)调制深度差(DDM)基准值的获取方法。主要工作包括三个方面:第一,在分析ILS基本原理及其航道位移灵敏度和下滑位移灵敏度相关要求的基础上,推导了ILS基准DDM值的理论计算方法;第二,根据光测和DGPS定位的特点,结合实际工程应用经验,提出了使用二者相结合的方式对试验机进行精确定位的方法,并给出了二者各自的使用条件;第三,结合MA600型飞机适航取证试飞对上述方法进行了应用与验证,证明了该方法的正确性。提出的ILS基准DDM值获取方法,对ILS适航试飞具有重要的参考和应用价值。     

国内首次空中激光扫描系统（LIDAR）获取数据成功

山西亚太数字遥感新技术有限公司从国外引进的空中激光扫描系统(UDAR)，惯性测量系统(IMU)，大面阵数码相机(DC)，以及差分全球定位系统(DGPS)航空摄影测量平台的集成业已完成，并于2005年3月2日在太原地区进行空中试飞，成功地获取了激光扫描数据和相应的图像数据，这在国内尚属首次．此次飞行获取的数据准确、完整，为用航空摄影测量成大比例尺的线划图和相应图件成为现实。目前数据的开发工作正在进行中。     

民用飞机试飞任务需求管理技术研究与实现

针对民用飞机进行试飞时对于各种复杂前置条件的管理需求,提出了一种基于设计需求的试飞需求定义和管理方法。该方法充分考虑了飞机的设计特点和试飞执行过程中需关注的各种因素,采用需求管理的概念,开发一种与民机研制相匹配的试飞需求管理工具,以保证试飞过程管理的科学性和高效性。     

民用飞机惯性基准系统航向精度试飞方法研究

MOC 6适航符合性验证试飞是民用飞机取证的重要必要条件,本文以中国民航局(CAAC)相关的民用飞机审定试飞规章条款为基础,以咨询通告AC25-7C推荐的试飞科目以及方法为依据,结合民用飞机惯性基准系统(Inertial Reference System,IRS)的试飞为背景,详细介绍了MOC 6适航符合性验证试飞中的航向精度试飞科目,包括其技术要求以及试飞的流程,阐述了实际试飞的方法和判据,以及相应试飞数据处理结果。用于指导民用飞机进行MOC 6航向精度工作,填补了国内民用飞机相关工作的空白。     

飞机动稳定性分析中的问题及解决方法

针对飞机动态特性分析过程中等效系统方法计算零点不准确、试飞中倍脉冲动作计算不准等问题,提出了系统零点计算方法,试飞输入优化方法。飞行试验结果表明,使用本文提出的系统零点计算方法,可提高零点计算精度,并且可以减少试飞动作量,使用优化后的输入,实现试飞输入简单,辨识精确度提高,本文提供的方法大大提高试飞数据的利用率。     

浮筒式水下目标轨迹测量标校系统精度研究

为了对水声定位测量系统进行海上校准,设计了以浮筒作为平台的水下目标轨迹测量标校系统,利用高精度DGPS和方位姿态仪解算出水下基准坐标并给出运动轨迹.具体研究了影响标校系统定位精度的相关因素,并给出系统的组合定位精度.对标校系统进行了陆上验证性试验,试验结果表明,标校系统的定位误差不超过50 cm,可对水声定位测量系统进行高精度的海上标校.     

民用运输类飞机最小操纵速度试飞对比研究

根据运输类飞机适航标准中CCAR25.149条最小操纵速度的型号合格审定试飞要求,对民用运输类飞机在适航取证过程中需要通过试飞验证的三种最小操纵速度考察的飞行阶段、试飞限制条件及要求、试飞方法等进行了对比分析研究,最后结合分析结果给出试飞计划安排。可供民用运输类飞机最小操纵速度适航试飞参考。     

水下和海底大地坐标的精确测量

潜艇水下高精度定位，长期以来一直是水下导航定位领域的一个难题．为了解决潜艇在水下长时间航行过程中的高精度定位问题，提出了一种比较实用的解决方案．该方案构建了由DGPS定位和水声定位相结合的水下定位系统．系统采用系缆浮筏作为潜艇，利用DGPS进行水下定位的中继站，利用水声相对定位技术将：DGPS水面定位向水下延伸，使潜艇在工作潜深就可以直接获得自身的大地经纬度坐标．系统将DGPS的优良性能与超短基线在水下定位中的优势很好地结合在一起，其定位精度可以保证与DGPS水面定位精度在同一量级。     

一种提高GPS定位精度的组合定位方法

验证了DGPS和卡尔曼滤波器在提高GPS接收机定位精度方面的有效性 .针对静态定位的特点 ,对传统卡尔曼滤波方程做出改进 ,消除由速度误差引起的定位偏离 ,并进一步采用组合滤波结构以完善动态滤波器的静态定位性能 .利用DGPS和卡尔曼滤波器在减少误差类型上的互补性 ,本文采用一种组合定位的方法 ,以起到同时减少常值误差和随机误差的作用 .实验证明 ,如果融合DGPS和卡尔曼滤波技术采用组合定位的方法 ,可以将定位精度从 2 .4m( 2σ)提高到 0 .9m( 2σ) .     

IMU/DGPS辅助航空摄影测量实施流程与西安某测量案例分析研究

IMU/GPS组合系统进行航空摄影测量成图具有显著优点,本文基于笔者多年从事航空摄影测量的相关工作经验,以IMU/DGPS辅助航空摄影测量为研究对象,借助笔者具体参与的航摄项目,研究探讨了该方法在具体工程的应用方式,论文首先分析了IMU/DGPS的优点,进而探讨了IMU/DGPS辅助航空摄影测量的实施流程,在此基础上,笔者结合工程案例,探讨了具体的技术方案,全文是笔者长期工作实践基础上的理论升华,相信对从事相关工作的同行有着重要的参考价值和借鉴意义.     

机载高频通信系统沉积静电科目试飞研究

沉积静电放电产生的高频电磁辐射会对机载电子设备尤其是高频通信系统设备产生干扰。在沉积静电环境下的机载高频通信系统科目试飞在国内民机试飞领域尚属首例,也无相关经验方法可以参考。该文通过研究咨询通告AC25-7推荐的试飞气象条件(高卷云、干燥的雪、沙尘暴),详细叙述了高频沉积静电试飞科目的背景和沉积静电的原理,介绍了高卷云气象的定义、产生和类型,结合了机载气象雷达的显示条件和地面气象台站预报的天气情况,以我国民机试飞现有条件和实际情况为出发点,摸索总结出一套符合要求而又切实可行的试飞方法,为未来民机试飞实践提供具体指导。     

国产新支线飞机发动机自然结冰试飞

论述了国产发动机开展自然结冰试飞的背景、主要改装工作、试飞方法及风险处置措施,对试飞结果进行了分析与讨论。在发动机慢车功率、双发待机功率以及最大爬升功率下均能观察到超过三次明显的冰脱落过程,发生冰脱落时的大气中液态水含量均值为0.54~0.83 g/m~3,水滴平均直径为15.2~16.1μm,随着发动机功率的增加冰脱落循环周期呈现减小趋势,在双发待机功率下风扇振动变化幅度最大。试飞过程中发动机工作未出现异常。试飞同时验证了飞行手册中的手动脱冰程序。该试飞方法可以为国内其他同类型发动机的自然结冰试飞提供参考。     

一种提高GPS定位精度的组合定位方法

验证了DGPS和卡尔曼滤波器在提高GPS接收机定位精度方面的有效性．针对静态定位的特点，对传统卡尔曼滤波方程做出改进，消除由速度误差引起的定位偏离，并进一步采用组合滤波结构以完善动态滤波器的静态定位性能．利用DGPS和卡尔曼滤波器在减少误差类型上的互补性，本采用一种组合定位的方法，以起到同时减少常值误差和随机误差的作用．实验证明，如果融合DGPS和卡尔曼滤波技术采用组合定位的方法，可以将定位精度从2．4m(2σ)提高到0．9m(2σ)．     

歼击机强度包线边界状态点试飞验证

摘要：强度包线边界状态点试飞验证是歼击飞机设计定型试飞必须进行的项目，由于飞机在此状态下很可能已接近甚至超过机动能力和使用载荷限制，因此具有风险高，难度大的特点。本文首先介绍了歼击机强度包线的组成及扩展试飞方法，以某型机为例，说明了强度包线边界状态点试飞中可能出现的问题，对比分析了同一试飞状态点在控制律更改先后不同试飞结果，最后对飞机强度包线边界状态点试飞及控制律更改/优化设计提出了建议。     

民用飞机失速速度适航审定试飞研究

鉴于失速速度试飞在民用飞机适航审定试飞中的重要性,该文对民用飞机失速速度适航审定试飞进行讨论.重点结合某型号民机的试飞数据,对数据处理方法进行讨论.失速速度是适航审定的重点试飞科目,也是Ⅰ类风险试飞科目.该文的工作可能对后续型号失速试飞提供有用的参考     

卡尔曼滤波在DGPS用户中的应用研究

研究了DGPS（差分全球定位系统）用户对接收到的伪距改正量（PRC（）及伪距改正量变化率（RRC）,采用卡尔曼滤波进行预处理的方法,建立了数学模型,通过计算机仿真与验证结果表明：滤波后用户的PRC精度可达到约0．1米（靠近基准站时）和0．6米（远离基准站时）,该方法可以有铲地提高DGPS用户的定位精度。     

民用飞机惯性基准系统MOC6适航符合性研究

MOC 6适航符合性验证试飞是民用飞机取证的重要必要条件,本文以中国民航局(CAAC)相关的民用飞机审定试飞规章条款为基础,以咨询通告AC25-7C推荐的试飞科目以及方法为依据,结合民用飞机惯性基准系统(Inertial Reference System,IRS)的试飞为背景,详细介绍了MOC 6适航符合性验证试飞技术要求以及试飞的流程,用于指导民用飞机进行MOC 6符合性验证工作,填补了国内民用飞机相关工作的空白。     

直升机模拟自转下滑试飞技术研究

国外对于直升机自转下滑性能的研究已经较为成熟,并已经形成了系统的操作规程。我国国内虽然对于直升机自转下滑性能的研究并不是很多,但是也取得了一定的成果。该文对直升机自转下滑性能进行了理论分析,给出了自转下滑性能指标理论计算方法,并利用平飞试飞数据对自转下滑指标进行了理论计算,最后设计了模拟自转下滑试飞方法,对试验机进行了模拟自转下滑试飞,给出了模拟自转下滑试飞结果,符合理论计算结果。