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.     

DGPS在空速校准中的应用

本文描述了TSPI的概念。设计了通过DGPS进行空速校准的试验方法并与传统试飞方法数据对比,论证了DGPS试飞方法对空速校准试飞的适用性。     

民用运输类飞机指示空速和当量空速对飞机系统影响分析

空速系统设计是民用运输类飞机大气数据系统设计的核心环节,对飞机的安全性有至关重要的影响作用。该文简要介绍了几个重要的飞机速度参数,如指示空速、当量空速,真空速,地速,马赫数等,并详细介绍了各个速度的定义,比较了其区别。同时,该文以现代民用运输类飞机大气数据系统一般架构为例,分析了在设计过程中若使用当量空速代替指示空速输出给交联的机载系统,分别产生的影响,对于指导民用运输类飞机大气数据系统设计具有一定的参考意义。     

飞机主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量方法

现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。     

无杆飞机牵引车牵引力检测方法

为了获得无杆飞机牵引车牵引飞机前起落架时牵引力大小值,提出了在飞机前起落架受力形变处粘贴应变片的检测方法,根据A320飞机前起落架结构及受载特点建立有限元模型,针对无杆飞机牵引车牵引、顶推飞机直线运动工况进行静力学仿真,选出对弯矩敏感且受力集中的阻力前撑杆为应变测量部位,并采用特定全桥组桥方式进行优化布置,提高响应输出量且温度补偿,在载荷校准试验中,使用已标定过的传统牵引杆牵引、顶推飞机,试验结果表明:应变输出响应特性良好,通过对校准数据的分析,建立前起落架阻力前撑杆载荷与牵引力大小的函数关系,在无杆飞机牵引车实测试验中,利用校准系数换算间接得到符合直线运动工况变化规律的牵引力大小值.     

T型尾翼布局飞机平尾载荷校准技术研究

通过对T型尾翼布局飞机平尾结构分析,简化结构受载情况,利用研制的平尾卡板对某型机平尾进行载荷校准。通过该技术,无需搭建大高度承力架及使用复杂的加载设备,仅人工地面操作即可完成载荷校准试验,降低了该类型机平尾载荷校准试验的难度、风险和成本。     

民用飞机空速管空速输出特性研究

空速管是飞机上极其重要的机载装置之一.通过空速管得到的数据,不仅为飞行员提供飞机的空速信息,同时通过空速管测得的静压生成升降速度表,提供飞行员飞机的爬升率信息.该文将采用风洞试验手段研完国内某型客机上使用的空速管,得到空速管的空速输出特性,同时研究防冰加热系统对空速输出的影响.     

民用飞机静压源位置误差修正设计研究

飞机上的静压传感器实际感受到的静压(局部静压)与飞机来流的静压(远场静压)会存在一定的差异,会导致测量结果包括空速、高度产生较大误差。静压源位置误差修正设计是飞机大气数据系统设计中的重要环节,通过软件参数修正的方法,补偿气动误差,因此这项功能设计成功与否,直接影响到飞机空速,高度等飞机关键参数的精度。该文简要介绍了SSEC设计的要求,流程,并详细研究了确定SSEC方案这一核心环节。同时,该文提出了组合式和独立式两种SSEC技术路线,并给出了两种技术路线的优缺点,对于指导民用飞机大气数据系统SSEC设计具有参考意义。     

机载氧气浓缩器性能测试系统设计及校准技术研究

文章介绍了机载氧气浓缩器性能测试系统及其校准装置设计原理,分析了测试系统及校准装置的结构及技术方案,重点研究综合数据采集及多参数控制系统的实现途径.性能测试系统可模拟飞机实际飞行状态中的各种试验参数,实现氧气浓缩器的综合性能测试.校准装置可实现性能测试系统的实验参数在线校准,保证性能测试参数准确可靠.     

波音737NG飞机HUD系统简述和故障浅析

HUD系统是现代飞机最新实现的一个系统,名称是抬头显示系统(HEAD UP DISPLAY),本文简述了飞机HUD系统的组成和工作原理和波音737NGHUD系统的组成以及常见故障浅析。HUD系统在飞机上又可以称为HGS系统(Head-up Guidance System),这个系统可以显示飞机的气压高度,无线电高度,空速,导航信息,飞行指引,飞行加减速指示,迎角传感器位置等等信息,对比传统的PFD显示,飞行员能够使用此系统集中注意力在窗外的视景的同时获取飞机及导航的各种信息。通过将传统的航空数据与现实的视野相结合,大大的提高了机组对航空器状态的理解与掌控     

无人机机载测量系统校准设备设计

为解决无人机使用单位机载陀螺尚无定量校准检测手段的难题,提出了无人机姿态半实物仿真校准方法和以程控转台作为无人机姿态角、角速率的测量标准的方案,设计了模拟飞机姿态空间角激励源、校准台以及干井式温度校验器、静压压力校验仪、差压压力校验仪等无人机机载测量系统校准设备。     

变压心飞行载荷校准试验方法研究

校准试验是应变电桥法测量飞行载荷的关键环节。为模拟真实飞行时气动载荷压心随飞机机动而连续变化的特性，提出一种可变压心的载荷校准试验方法，对全机平衡和约束载荷进行计算分析，利用多点协调加载系统应用于某型飞机的机翼载荷校准试验。使用变压心加载工况对载荷模型进行验证，明确压心变化引起的误差，通过调整建模工况的压心分布对模型进行优化，机翼根剖面弯矩载荷模型适用范围为17%～90%,模型精度由5.54%提高到2.36%。优化后的载荷模型测得的纵向机动飞行载荷左、右机翼对称，压心变化在验证范围内，测量结果合理可靠。     

基于神经网络的多维气压空速计

多维气压空速计是一种大气数据测量系统．它依靠空速计前段的压力测量点．测量其表面压力分布,并通过解算这些压力数据。获得飞机飞行所需的大气数据。飞行所需的基本大气数据包括动压、静压、迎角以及偏航角。     

某型运输机发生严重颠簸时的阵风响应分析

介绍了某型运输机在飞行中遭遇阵风,引起飞机发生严重颠簸的情况.分析了颠簸时自动驾驶仪参数、发动机参数和飞机纵向参数变化.结果显示,高度、指示空速、迎角、俯仰角、法向过载等飞参在飞机遭遇阵风时的响应迟滞不同.同时计算得到飞机的相对升力(与颠簸前飞机稳定平飞时升力的比值)和垂直风速,其极值分别为0.25m/s和-11.58...     

天地波混合组网高频超视距雷达阵列幅相误差的校准方法

针对天地波混合组网高频超视距海洋探测雷达系统,研究了阵列通道幅相误差的校准方法。通过相位偏置,将各站不同频率的回波分离开来;利用直达波校正原理,以及双层优选直达波幅相校准系数的方法,优选出最稳定的地波站直达波的幅相校准系数进行阵列幅相误差的校准,实现天波直达波到达角的估计。试验结果表明,该方法可以有效地避免杂波干扰引起的、不正确的校准值的影响,从而获得稳定的幅度和相位校准值,实现对阵列实时的校正。在此基础上,将校准后船只航迹的定位与AIS数据进行对比,结果吻合,表明了方法的可行性。     

一种民用飞机大气数据不一致比较器门限的设计方案

为了保证正副驾驶员看到主飞行显示器(PFD)数据的一致性,通常在PFD中会针对高度、空速等数据设置不一致比较器,提出一种大气数据不一致比较器门限设计方案,可以及时有效地提示飞行员当前两侧大气数据不一致状态,适时调整飞机飞行姿态,保障安全飞行。     

最大能量刹车试飞滑行距离和刹车能量工程估算技术

针对民用运输类飞机最大能量刹车风险评估的需求,详细对比分析了最大能量刹车试飞过程和最大起飞质量加速-停止距离试验过程的异同,并以飞机滑跑过程中动力学分析为基础,提出了以最大起飞质量加速-停止距离试验结果估算最大能量刹车滑行距离和刹车吸收的能量的工程估算方法。该工程估算方法在ARJ21—700飞机最大能量刹车试验中得到初步验证,表明该工程估算方法有一定的准确性,可以用于民用运输类飞机最大能量刹车风险评估。     

空中加油变质量飞机建模与仿真

针对空中加油给加/受油机带来的变质量影响,进行了燃油传输过程中飞机的建模与仿真。将质量的变化等效为对飞机的干扰力和干扰力矩,推导了变质量飞机的平移动力学方程和转动动力学方程。根据空中加油实际情况对模型进行了简化,在此基础上,推导了飞机纵向通道带变质量干扰的线性化小扰动模型。最后分别进行了加油机和受油机的计算机仿真,结果表明：加油机受到影响较小,而受油机俯仰角、空速、高度变化剧烈。     

试验与服役数据融合的飞机结构安全寿命分析

针对飞机结构安全寿命分析中样本容量偏少的问题,综合考虑结构分散性和载荷分散性的飞机结构疲劳寿命是否服从对数正态分布或威布尔分布的情况,根据等损伤原理,将服役飞机实际飞行小时数等效转化为在同一试验载荷谱下的当量飞行小时数,以实现飞机结构试验疲劳寿命与服役使用数据的融合,采用随机右截尾情形下的极大似然估计方法估算疲劳寿命分布函数的参数,进行飞机结构安全寿命分析;最后以飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布为例进行了算例分析,分析结果表明:在相同的可靠度和置信水平下,利用试验数据与服役使用数据融合方法可以显著增大样本容量,从而充分挖掘飞机结构可靠性的储备。     

一种老龄飞机疲劳（耐久性）延寿试验周期的确定方法

针对老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验中存在的问题,提出了一种老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期的确定方法。在3种不同情况下对延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱的选取进行了分析;根据服役飞机的实际飞行情况,按等损伤原则对服役飞机的总当量飞行小时数进行了计算;以飞机疲劳寿命母体分布为基础,通过数值仿真方法对老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命疲劳分散系数进行了分析,并确定了老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期;最后通过算例分析证明了方法的可行性。