飞行试验

摘要： 本文针对按23部设计的某通用飞机的长周期模态适航要求和验证方法进行了研究,并叙述了飞机长周期模态试飞状态、方法和结果。试飞结果显示飞机在发动机处于最大连续功率状态的爬升过程中长周期模态呈发散现象,长周期模态阻尼比受发动机功率影响特别显著。并结合该飞机气动布局设计对该现象开展了对理论分析研究。最后,发现并确认了该飞机长周期模态受动力影响的机理。对于高置发动机布局的通用飞机,本文揭示的长周期模态受动力影响恶化的结论是值得关注和借鉴的。

摘要： 在几何空间受限、海上环境复杂多变的条件下进行着舰,是舰载无人直升机任务作业过程中的核心难点。文章基于舰载无人直升机典型着舰引导飞行剖面,分析无人直升机着舰过程中的主要影响因素、机-控制站-载舰之间的信息互联互通关系和载舰运动预估方法,提出了无人直升机着舰时机判定的核心要素以及无法着舰时能有效规避风险的复飞程序,对后续舰载无人直升机型号进行舰基试飞和作战应用具有重要指导意义。

摘要： 吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值,超燃冲压发动机是其核心动力装置.目前飞行马赫数4.0~7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟,发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一.本文对飞行马赫数8.0~10.0的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述.首先论述其亟待解决的关键问题和技术,分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术,以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术.然后,进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展.进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论,讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点.最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议.

摘要： 2021年以来,以美、俄为首的世界大国继续推动高超声速飞行器以及相关技术和试验能力的发展,同时高超声速技术武器化研究受到更多国家的重视。从当前发展应用的方向来看,一次性使用高超声速导弹武器仍为当前高超声速技术应用的重点方向,可重复使用的高超声速飞机和高超声速运载器设计研究加快。同时,以动力为代表的高超声速飞行器关键技术取得重要进展,高超声速地面和飞行试验能力也不断完善,将为高超声速装备的工程研制提供支撑。

摘要： 在飞行试验领域中,基于iNET架构的网络化测试系统正逐步取代传统的PCM测试系统,成为试飞测试系统的主要架构。网络化测试系统激增的数据量对多科目数据处理提出了更高的要求。为了满足某型号飞机网络化架构的机载测试系统的数据处理需求,提了基于iNET架构的网络数据分析软件设计方案,采用基于内存映射的海量试飞数据读取技术;针对iNET架构网络数据包的特点,设计了数据包快速解析技术对参数时序进行统一;提出“整体—分流”方法,极大地提高了数据处理效率;制定Excel校线文件模版,提高校线录入效率。方案采用C++语言实现,利用模块化和多线程设计思路,对网络机载测试系统记录的数据进行分析处理。实际试飞处理结果表明,iNET网络数据处理方案具备良好的实时性、准确性、可靠性,满足某型号飞行试验多科目快速处理需求。

摘要： 航天型号研制配套计划管理,是型号计划管理的一部分,是支撑型号计划管理的关键因素,是确保型号研制圆满完成的重要环节,是确保型号研制工作、研制试验、研制产品配套、飞行试验等按计划完成的重要保障,是用户合同节点验收、合同经费到款的重要支撑。型号研制配套计划管理主要是对型号研制内容的计划管理,主要包括型号研制试验、关键技术攻关课题、研制过程产品等管理,及时对标型号研制内容与型号研制立项批复、研制总要求和用户合同标的内容.

摘要： 体自由度颤振频率低,参与颤振的模态频率在亚临界状态往往已经极为接近,加之基于大气紊流激励的颤振飞行试验数据信噪比通常较低,增加了体自由度颤振飞行试验模态辨识以及颤振预测的难度。对此提出了一种基于Matrix Pencil模态辨识方法的体自由度颤振预测方法。通过随机减量技术对输出响应信号进行系集平均,得到随机衰减标记;运用Matrix Pencil方法拟合随机衰减标记获取模态参数,并通过频率和阻尼稳定判据筛选真实模态,再通过阻尼比与颤振稳定性判据变量外插获取颤振点。通过对仿真数据与试验数据的应用,可得到以下结论:Matrix Pencil模态辨识方法能有效辨识密集的颤振模态,并获得清晰的模态辨识稳态图。基于阻尼比及稳定性判据变量外插获得的颤振预测结果较为合理,其中DTFM(Discrete-Time Flutter Margin)判据变量的下降趋势更明显,外插结果与试验值更接近。该方法适用于体自由度颤振飞行试验的亚临界预测。

摘要： 复杂结构飞行器的传统飞行载荷建模方法存在误差大、效率低的问题。考虑电桥指标及载荷方程指标对载荷模型的综合影响,提出一种飞行载荷改进建模方法,以多梁多墙结构为例,基于某型机机翼地面载荷校准试验数据建立载荷模型,将改进方法与传统方法计算的弯矩及剪力进行对比,结合试飞数据对改进方法所得模型进行验证。结果表明:该飞行载荷改进建模方法适用于复杂结构飞行器载荷建模,处理地面试验数据时能够提升载荷模型的精度和迭代稳定度,所得载荷模型可以用于飞行载荷测量及安全监控。

摘要： 通过融合分析人因工程学科研究内容和飞行相关因素,确定了航空人因工程的研究范畴;在此基础上系统梳理了航空装备飞行试验鉴定中与人因相关的典型工程问题,最后提出了航空装备飞行试验中人因工程应用的共性思路和关键技术手段,为支持我国航空装备系统性能发展、提高飞行安全保障提供了重要方向。

摘要： 应急漂浮系统在空中充气后,可使直升机在水面上紧急迫降时获得充足的附加浮力,并能显著提高直升机的漂浮稳定性,同时防止其发生倾覆,为机内乘员的逃生创造有利条件。文章以国内首次开展的AC313型直升机加装应急漂浮系统的空中充气试飞验证为实例,研究了表明应急漂浮系统空中充气状态飞行特性、功能特性符合适航要求的思路,给出了相关的验证状态选择方法和风险分析,为直升机水上迫降的适航研究提供参考。

摘要： 可开合式艇库的设计建设是确保某平流层飞艇高海拔环境下成功放飞的关键.本文采用新型艇库结构形式,选取PVDF膜材作为艇库蒙皮材料,采取增加防尘膜盖口和在防风钢丝绳锚点处灌注混凝土的措施,使艇库具备良好的抗风防尘能力.针对常规转移式放飞外界暴露时间长、风险大、灵活性差和成本高等问题,可开合式艇库实现了飞艇放飞前的快速响应并为飞艇的安全防护提供有力保障.放飞试验结果表明本文设计的艇库可在3分钟之内开启且满足承载力要求,同时也验证了其具有较广的环境应用范围,通过不断地对其应用经验进行总结和规范,可逐步使其在实际应用中走向成熟,成为后续系统平台飞行试验、军民应用中一项标准化的地面保障设施.

摘要： 简述了飞行试验机载实时系统的作用、特点、当前状况、水平以及发展趋势.机载实时系统是指安装在军用、民用运输机、客机等试验飞机上，能够完成实时数据处理及监控任务的系统。随着大型飞机试飞测试需求牵引，要求机载实时系统具备完整的、功能强大的实时数据处理和显示能力，为随机工作的试飞工程师提供直观、必要的试飞数据和处理结果，方便试飞工程师进行试飞全过程的可视化监控，观察、记录飞行中的重要参数和视频画面，随时掌握飞行状态，并根据飞行情况与飞行员沟通。因此，机载实时系统对保障飞行安全、正确评价试验对象、提高试飞效率、缩短试飞周期具有重要作用。

摘要： 近年多种高速数据总线标准(如以太网、火线和光纤通道)在数据传输速率和寻址能力等多个方面已经超越了1553总线.同时,飞行任务对视频、声音等海量数据采集、传输和记录的要求越来越迫切,这些总线支持更高的采样速率,提高了系统的总体性能.本文专注于IEEE1394总线(火线),对它的性能特点及其在飞行试验领域的应用进行了讨论.

摘要： 大型民用飞机在研制过程中均需要进行大量的试验,包括地面试验和飞行试验.大型民用飞机作为现代工业尖端技术的产品,在进入航空市场前需要进行严苛的飞行试验,充分保证飞机及其系统的安全性,使其符合适航标准和要求.航空器的飞行试验是一项复杂的系统工程,而顶层规划是首先要开展的重要工作之一,对型号飞机在整个飞行试验周期内的进度控制和试飞效率有重要影响.飞行试验任务量评估是顶层规划的核心内容,随着试飞任务的多样性和复杂性增加,合理评估任务量的难度和重要性也随之增加.通过对民用飞机飞行试验任务的特性进行分析,本文提出一种基于试飞任务种类的任务量分析评估模型,为定量评估飞行试验任务量提供一种可行的方法.

摘要： 本文首先研究了飞机防滑刹车的基本原理,基于飞机防滑刹车基本原理,结合民机飞行试验实践,研究了飞机刹车试飞方法,主要包括有防滑控制功能及无防滑控制功能两种情况下的刹车试飞方法及操作技巧,最后对两种情况刹车特点进行对比分析.

摘要： 大型设备如飞机模型在高空吊装时由于安全要求,工作人员不能到达安装部位,连接螺栓孔难以对准,无法进行安装固定.针对大型设备高空吊装作业,本文提出一种高空精准对位方法,利用推杆限位和锥销导向相结合的原理实现在一定范围内的精准对位,并利用激光靶标进行监控,满足设备安装要求,为以后高空吊装对位工作积累宝贵的经验.

摘要： 大型设备如飞机模型在高空吊装时由于安全要求,工作人员不能到达安装部位,连接螺栓孔难以对准,无法进行安装固定.针对大型设备高空吊装作业,本文提出一种高空精准对位方法,利用推杆限位和锥销导向相结合的原理实现在一定范围内的精准对位,并利用激光靶标进行监控,满足设备安装要求,为以后高空吊装对位工作积累宝贵的经验.

摘要： 大型设备如飞机模型在高空吊装时由于安全要求,工作人员不能到达安装部位,连接螺栓孔难以对准,无法进行安装固定.针对大型设备高空吊装作业,本文提出一种高空精准对位方法,利用推杆限位和锥销导向相结合的原理实现在一定范围内的精准对位,并利用激光靶标进行监控,满足设备安装要求,为以后高空吊装对位工作积累宝贵的经验.

摘要： 大型设备如飞机模型在高空吊装时由于安全要求,工作人员不能到达安装部位,连接螺栓孔难以对准,无法进行安装固定.针对大型设备高空吊装作业,本文提出一种高空精准对位方法,利用推杆限位和锥销导向相结合的原理实现在一定范围内的精准对位,并利用激光靶标进行监控,满足设备安装要求,为以后高空吊装对位工作积累宝贵的经验.

摘要： 大型设备如飞机模型在高空吊装时由于安全要求,工作人员不能到达安装部位,连接螺栓孔难以对准,无法进行安装固定.针对大型设备高空吊装作业,本文提出一种高空精准对位方法,利用推杆限位和锥销导向相结合的原理实现在一定范围内的精准对位,并利用激光靶标进行监控,满足设备安装要求,为以后高空吊装对位工作积累宝贵的经验.

摘要： 本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

摘要： 本公开涉及航空领域，提供一种飞行器拦阻试验装置及飞行器拦阻载荷传递模拟设备，飞行器拦阻试验装置包括：加载连杆，所述加载连杆与所述飞行器连接，用于推动或拦阻所述飞行器运动；作动筒，所述作动筒的第一端与第一承载面连接，第二端通过一张力组件与所述加载连杆的第一端连接，用于牵引所述加载连杆沿着第一方向运动；弹性组件，所述弹性组件的第一端与所述加载连杆的第二端连接，第二端与第二承载面连接，所述第二承载面与所述第一承载面相对设置；用于在载荷达到预定载荷后带动所述加载连杆沿着与所述第一方向相反的方向运动，以拦阻所述飞行器。本公开能够对飞行器施加惯性载荷，避免静力加载的不利影响；还可模拟拦阻的动态试验，提高研究结果的准确率。

摘要： 本发明公开了一种地面飞行控制试验装置及地面飞行控制试验方法。所述地面飞行控制试验装置包括：第一液压马达组件，所述第一液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；第二液压马达组件，所述第二液压马达组件通过绳索与所述伸缩管本体(5)上的地面试验挂点连接；测控计算机，所述测控计算机分别与所述第一液压马达组件与所述第二液压马达组件连接。本发明的优点和有益效果：提出了一种地面飞行控制试验装置，具有简单易实现、经济性好的显著特点。

摘要： 本发明涉及宇宙飞行设备发动机技术领域，具体涉及一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。一种宇宙飞行设备发动机满流试验装置，包括：发动机喷管，具有扩张段和圆筒段，以及设于所述扩张段和圆筒段之间的收缩段；导流结构，设于所述扩张段的开口处，以占据开口处的部分空间，并预留气体通道；支撑结构，与所述导流结构连接。本发明提供了一种结构简单，重量较小，成本较低的宇宙飞行设备发动机满流试验装置及宇宙飞行设备发动机。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。本发明可以模拟在实际飞行时的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。

摘要： 本发明提供一种高超声速飞行试验中飞行器边界层转捩过程特性的测量方法，步骤如下：1)对飞行器周围流场进行仿真计算，获取飞行器表面流动特性；2)确定飞行器表面适合进行边界层转捩过程测量的区域；3)对飞行器的表面热流和结构热响应进行仿真计算，获取沿整个飞行剖面的飞行器表面热流和结构温度计算结果，对热流传感器和温度传感器进行选型；4)评估转捩测量区域内传感器安装的可行性；5)根据飞行器表面流动和转捩特性的分析结果，确定传感器位置、传感器测点个数和传感器测点间距；6)对步骤1)‑5)确定的转捩过程测量方案获取的飞行试验数据进行分析，并画出表面热流或温度沿流向变化的曲线；7)对热流或温度沿流向变化曲线的变化规律进行分析，确定边界层转捩过程特性。

摘要： 本发明公开了用于旋成体飞行器模型风洞虚拟飞行试验的支撑装置和试验系统，支撑装置中尾撑杆式六分量天平分别通过模型前部的前锥套和具有反扣式套筒的天平后锥套固接，天平后锥套的反扣式套筒端部的镂空法兰边与滚转轴承内圈固接，模型前后两部分由若干穿过天平后锥套的镂空法兰边和滚转轴承内圈的连接杆串接为一体，俯仰轴承、偏航轴承安装于滚转轴承的外圈，支撑模型的牵引索分别连接于俯仰轴承和偏航轴承的内圈轴，收放单元通过牵引索牵拉俯仰轴承和偏航轴承，进而牵拉滚转轴承；采用上述技术方案，可保持旋成体飞行器模型质心不动且释放模型滚转、俯仰和偏航自由度进行风洞虚拟飞行试验，并可同时用尾撑杆式六分量天平测量模型的气动力参数。

摘要： 本发明公开一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验系统及方法。所述系统包括设有惯导设备、舵机和可变翼面的变体飞行器试验模型、多自由度组合轴承、支撑机构、限位保护机构和数据采集与测控设备。所述方法包括：构建变体飞行器的动力学模型和气动模型；基于气动模型获取稳定状态下的变体飞行器的不同后掠角下的攻角线性试验区间以及该区间内的不同攻角下的配平舵偏角，基于动力学模型和气动模型获取不同攻角下的配平舵偏角对应的控制反馈参数；基于获取的攻角线性试验区间、不同攻角下的配平舵偏角及其对应的控制反馈参数进行闭环控制试验和开环控制试验。根据本发明，能够解决现有的风洞试验方法无法有效地模拟变体飞行器的真实机动飞行过程的问题。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种用于临近空间飞行器的飞行试验平台，包括：飞行器或飞行器模型、三自由度平台、液压作动筒、高压水枪、柔性压力传感器阵列，所述柔性压力传感器阵列覆盖在飞行器或飞行器模型表面，高压水枪分布于飞行器或飞行器模型四周，三自由度平台和液压作动筒位于飞行器或飞行器模型的内部，三自由度平台用于根据飞行控制系统指令控制三自由度平台的摇摆角，液压作动筒用于调节飞行器或飞行器模型的摇摆中心，高压水枪用于模拟飞行器或飞行器模型在飞行过程中遇到的阻力，柔性压力传感器阵列用于测量飞行器或飞行器模型的表面压力。本发明可以模拟在实际飞行时的工况，从而大大节省研发和实际飞行实验成本。

摘要： 本实用新型是一种风洞虚拟飞行试验的飞行控制系统，属于风洞虚拟飞行试验领域，目的是解决识别模型偏航角，功能单一，无法满足复杂的风洞试验需求等问题。该系统由可编程自动驾驶仪、遥控器接收机、遥控器、电源、适配电路、电台、陀螺仪、编码器、飞行控制程序等构成，通过三自由度支撑装置与模型支杆连接，以及飞行控制装置按照控制律及控制程序控制模型舵面，实现模型姿态和姿态角速度测量，同时实现设备与外部计算机的无线通讯，省去操作人员的现场手动作业，降低风洞模拟飞行试验中飞行器的控制难度，提高控制效率，解决了开发板尺寸较大，占用模型空间，有效的减小了模型重量，大大降低了开发难度。