飞机飞行范文

飞机飞行范文（精选11篇）

飞机飞行 第1篇

中国民用航空局颁布的《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》中规定从事载客运输的商业航空公司要对客舱臭氧浓度进行控制: 飞行高度超过32 000 ft的飞行,在任何时间里,客舱内的臭氧浓度不能超过海平面当量的百万分之0. 25 ( 最大客舱臭氧浓度) 。

臭氧催化转换器是控制客舱臭氧浓度的重要装置,外界空气经过臭氧催化转化器的过滤之后,能进入客舱的臭氧是很少的。但臭氧催化转换器处于发动机产生的高温高压气体的工作环境中,分解臭氧的效率也会因老化而降低[6—9]。因此,对于臭氧催化转换器老化的飞机或者没有臭氧催化转换器的飞机,乘客暴露在较高客舱臭氧浓度环境中的可能性就显著增加[10]。基于以上的背景,用最大客舱臭氧浓度作为标准,计算了在臭氧浓度最大区域内,客舱内臭氧浓度可能超出最大臭氧浓度的高度和纬度, 为高空飞行时预防臭氧危害提供了理论参考。

1资料及方法

1.1资料

利用1958 ~ 2001年的欧洲中期天气预报中心的月平均臭氧资料作为外界大气臭氧浓度资料。

1.2计算方法

客舱臭氧浓度主要受到外界大气臭氧浓度、臭氧催化转换器和空气再循环系统的影响,其估算公式为

式( 1) 中O3ambient为外界大气中的臭氧浓度,单位为g / kg。臭氧在大气中的分布随着纬度和季节变化, 在北半球,大气臭氧浓度随纬度增加而增加,浓度最大的地区位于北极,东亚大槽、北美大槽等高纬度地区; 而就季节变化而言,臭氧浓度最高值出现在春季3 ~ 5月。

P为座舱压力,是气密座舱内空气的绝对压力, 又叫座舱高度( 座舱内空气绝对压力在标准大气中所对应的海拔高度) 。根据实验得出,旅客机舒适的座舱高度为0 ~ 2 400 m,安全座舱高度为3 000 m,最大座舱高度不超过4 500 m。飞机在飞行各阶段座舱高度并不是固定的,如果座舱内气压始终保持海平面气压,对人最为舒适,但飞机在高空时,较大的座舱余压( 飞机气密客舱内外大气压力之差)会对机身结构造成损伤,长期使用的飞机会有爆炸减压的潜在危险。解决办法就是在满足人体生理需要的气压值的基础上,又控制座舱余压的值不超过最大座舱余压。喷气式飞机最大余压为483 ~ 621 h Pa; 涡桨式飞机最大余压为345 ~ 483 h Pa[11]。以波音737-300为例,当飞行高度大于28 000 ft时,座舱余压的值固定为7. 80 lbf/in2( 538 h Pa) 。现采用538 h Pa作为飞机巡航时的座舱余压,得出飞机在高空几个典型的等压面上飞行时的座舱压力值,如表1。

P0为标准大气的海平面气压, 其值为1 013. 25h Pa。P / P0为座舱压力与标准大气的海平面气压之比,飞机在不同高度飞行时座舱压力是变化的,因此,客舱内的臭氧浓度值要转换为在标准海平面气压时的浓度才有比较意义。表1中给出了飞机在高空几个典型的等压面上座舱压力与标准大气的海平面气压的比值。

E为臭氧催化转换器的效率。臭氧催化转换器的工作寿命为10 000 ~ 20 000飞行小时,新的臭氧催化转换器分解臭氧的效率可达到95% 以上,而老化的臭氧催化转换器的效率只有60% ( E = 0. 6) 。 然而并非所有的飞机都装有臭氧催化转换器,根据空客和波音公司公布的数据显示[12],除了空客的A330、A340以及波音的B777、B767—400这样的长程机型都装有臭氧催化转换器以外,其余的机型都是选择性安 装。例如,2000年空客公 司生产的A319和A320,只有2 /3的飞机装有臭氧催化转换器,而B737—300飞机则都没有安装。没有安装臭氧催化转换器的分解臭氧的效率E = 0。本文选取E = 0和E = 0. 6两种情况讨论。

R为经过空气再循环系统后进入客舱的臭氧和外界大气臭氧的比例,外界空气进入客舱后,空气再循环系统也能起到降低客舱臭氧浓度的作用。再循环系统给客舱提供的空气一半来自压气机的外界空气,一半来自再循环空气,因此可以使外界大气臭氧进入客舱 的比例维 持在0. 4 ~ 0. 6之间,现取R = 0. 5。

2结果与探讨

2.1客舱臭氧浓度超过最大客舱臭氧浓度的区域

选取北半球大气臭氧浓度最大值的3月,计算了在3 2000 ft以上不同等压面上飞行的飞机,当没有安装臭氧催化转换器( E = 0) 和臭氧催化转换器老化( E = 0. 6) 时,客舱臭氧浓度可能会超出最大客舱臭氧浓度值的区域,如表2。

从表2中可以看出,对于没有安装臭氧催化转换器的飞机( E = 0) ,当等压面高度上升时,外界臭氧浓度增加,客舱臭氧浓度超过最大客舱臭氧浓度的区域也在增大。其中,在250 h Pa等压面上,在任何区域内,飞机客舱臭氧浓度都不会超过最大客舱臭氧浓度; 在200 h Pa上,飞机客舱臭氧浓度会超过最大客舱臭氧浓度的区域位于60°N ~ 85°N、50°W ~ 150°W范围内,该区域位于北美大槽以北的加拿大北部和北极地区,是春季北半球臭氧的极大值区之一。 在150 h Pa和100 h Pa上,中高纬的大部分区域内, 客舱臭氧浓度都会超过最大客舱臭氧浓度。而对于臭氧转换器老化的飞机( E = 0. 6) ,只有在100 h Pa上的70°N ~ 85°N、60°W ~ 120°W区域内,客舱臭氧浓度会超过最大客舱臭氧浓度,该区域也是春季北半球臭氧的极大值区。

2.2最大飞行高度层随高度和纬度分布

在10 km以上高度,臭氧浓度随着高度升高而增加。因此,当飞行高度增加时,客舱臭氧浓度会超过逐渐增大,当客舱臭氧浓度刚好超过最大客舱臭氧浓度时的高度称为最大飞行高度层。选取春季北半球臭氧的极大值区: 加拿大北部和北极的60°N ~ 85°N、50° W ~ 150° W区域,该区域是东亚各国至北美航线的必经区域,计算了该区域内最大飞行高度层( flight level,FL,单位为: 100 ft) 随纬度和月份的分布。表3为没有臭氧催化转换器的情况( E = 0) , 表4为臭氧催化转换器老化的情况( E = 0. 6) ,座舱高度统一取7 000 ft。

由于从事商业运输的飞机的飞行高度层一般在41 100 ft( 12 500 m) 以下,因此,只讨论41 100 ft以下的最大飞行高度层。从表3中可看出,对于没有臭氧催化转换器的飞机,从1月到4月,在60°N ~ 85°N、50°W ~ 150°W区域内飞行的商业飞机的最大飞行高度层大都在41 100 ft以下,其中3月的最大飞行高度层最低,为35 000 ft,出现在75°N ~ 80°N的纬度范围内。12月和5月,在65°N以北区域内最大飞行高度层也在41 100 ft以下。6月,仅在85° N以北的地区最大飞行高度层在41 100 ft以下。从7月到11月,该区域内的最大飞行高度层大都在41 100 ft以上,超出了商业飞行的一般高度,因此,客舱臭氧浓度不会超过最大客舱臭氧浓度。

从表4中可看出,对于臭氧催化转换器老化 ( E = 0. 6) 的飞机,最大飞行高度层都比没有臭氧催化转换器时的情况有显著提高,在大多数月份和纬度,最大飞行高度层的高度都在41 000 ft以下,只有在3月份位于75°N ~ 85°N的纬度上飞行时,最大飞行高度为41 000 ft,客舱臭氧浓度可能会超出最大客舱臭氧浓度。而在其他月份和纬度上,最大飞行高度都很高,客舱臭氧浓度不会超过最大客舱臭氧浓度。

3结论

盒式布局飞机的纵向飞行品质研究 第2篇

盒式布局飞机的纵向飞行品质研究

为了获得盒式布局飞机的飞行品质特征,对新型亚声速盒式布局飞机的`气动特性进行了计算,采用时域分析的方法对其纵向模态进行了分析,并与常规飞机的特性进行了比较,提出了改善盒式布局飞机飞行品质的有效措施.研究结果表明,盒式布局飞机具有良好的升阻特性和特殊的纵向操稳特性.

作 者：陈迎春 王立新 王明丰 马超 CHEN Ying-chun WANG Li-xin WANG Ming-feng MA Chao 作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS年，卷(期)：24(3)分类号：V212.1关键词：盒式布局 飞行品质 静稳定性 动稳定性

飞机舵面铰链力矩飞行实测技术研究 第3篇

飞机舵面铰链力矩是飞机舵面操纵系统特性设计中的一个关键参数,高效的舵面气动特性设计又是获得现代战斗机高机动性能的重要手段。飞机舵面铰链力矩是舵面气动性能的重要方面,可以通过理论计算和风洞试验的方法获得。由于舵面位于安定面的后缘,气流绕舵面的流动很复杂,并且受影响的因素较多,因此铰链力矩难以准确计算;而另一方面,在风洞试验中经常由于试验流场难以模拟真实流场以至于模型难以完全模拟实物,所以舵面铰链力矩难以准确测量[15]。因此飞行试验实测舵面铰链力矩变得非常重要,同时也可以用于验证理论计算和风洞试验的准确性。

目前针对舵面铰链力矩飞行实测,常用的方法是插值法,即通过载荷校准试验测量在3～5个舵偏角时舵面的铰链力矩,并在计算飞行载荷时进行插值处理,得到飞机舵面在任意舵偏角下的铰链力矩。由于载荷校准试验状态点(即插值点)数量的限制,该方法不能准确测量舵偏角在插值点以外的舵面铰链力矩。本文将飞机舵偏角与传力关键件的安装空间位置结合起来,提出了能够实测飞机舵面动态铰链力矩的方法(简称动态法)。经本文论证,动态法与常用插值法相比,测量精度更高、适应范围更广。

1方法描述

1.1舵面操纵

飞机活动舵面作动机构结构主要由液压作动筒、传力关键件和固定在舵面上的传动接头等部件组成,如图1所示。液压作动筒机构通常通过螺栓固定在机体上,液压作动筒的直线运动通过传力关键件和接头转化为舵面的偏转。舵面铰链力矩通过接头和传力关键件由液压作动筒力来平衡,因此液压作动筒既承受轴向力又承受侧向力,不便进行载荷测量。在作动过程中,传力关键件作刚体平面运动;在传力过程中,传力关键件主要承受轴向拉压载荷。

1.2数学模型

操纵飞机时,舵面在液压作动筒伸缩的作用下沿着转动轴发生偏转。图2是飞机的舵面运动简图,在舵面偏转的过程中,a、b、c、α参数不发生变化,因此舵面的铰链力矩主要由作动筒传力关键件的拉压力F和力臂L(δx)决定。从几何运动学可知,力臂只与舵面的偏转角度有关,因此,舵面的铰链力矩可以通过测量传力关键件拉压力和舵面偏转角δx计算得出。

如图2中,建立直角坐标系XOY,其中:

作动筒传力关键件所在的直线方程可以表示为:

约束条件为:

由公式(2)可得:

那么转动轴(a,0)到传力关键件所在的直线距离为:

结合式(1)、式(3)和式(5)可解得:

式(6)中:a为液压作动筒底座到舵面转轴的距离;b为传力关键件连接轴到舵面转轴的距离;c为传力关键件的长度;α为作动筒安装角;δ0为舵面0°偏角时的相对角;δx为舵偏角(β=δ0+δx)。

在测量出传力关键件拉压力F和舵偏角δx的条件下,舵面铰链力矩为:

2地面试验

为了验证本文所论述的测量舵面动态铰链力矩方法的适用性,故以某型飞机襟副翼铰链力矩飞行实测为例,详细阐述该方法的应用。该飞机襟副翼左右各有四个作动筒共同分配襟副翼的铰链力矩。

2.1加装应变计

飞行试验前,为了测量传力关键件的拉压力,需要将襟副翼传力关键件拆卸下来,在每个传力关键件上加装应变计,通过组成拉压电桥消除弯矩载荷的影响,同时放大有用的应变电桥信号。

2.2载荷校准试验

模拟飞机上真实的连接形式,将作动筒传力关键件固定在专用拉压试验机上进行加载试验(见图3)。由于加载时传力关键件的应变响应与结构形式、材料性能和改装位置有关,因此除了需要进行轴向拉伸加载试验外,还需要进行压缩加载试验。从而得到每个传力关键件的载荷系数,如表1所示。

3飞行试验铰链力矩实测与分析

3.1铰链力矩的计算

每个传力关键件安装到飞机上后,式(6)中的a、b、c、α、δ0均为常数。第i个传力关键件轴线到襟副翼转动轴之间的距离Li(δx)与襟副翼偏转角度δx有关。通过叠加原理,可得该飞机的襟副翼铰链力矩,

${\rm M}={\displaystyle \sum _{i=1}^{n}F}{}_{i}L{}_i(\delta {}_x)={\displaystyle \sum _{i=1}^{n}k}{}_i\epsilon {}_{i}L{}_i(\delta {}_x)$ (8)

式(8)中,M为襟副翼铰链力矩;n为传力关键件数量;ki为第i个传力关键件的载荷系数;εi为第i个传力关键件的拉压电桥应变;Li(δx)为第i个传力关键件轴线到襟副翼转动轴之间的距离;δx为襟副翼偏度。

3.2飞行实测

通过飞行试验,得到了大量滚转机动试飞数据,下面给出飞机在180°急剧非协调滚转改出(Hp=5 000 m,M=0.85)和360°滚转(Hp=10 000 m,M=1.15)机动飞行时的襟副翼铰链力矩(应保密要求,铰链力矩已归一化处理)。插值法是通过舵面偏转3个角度(-20°、0°和34°)进行载荷校准试验,并建立该角度下铰链力矩载荷方程,飞行时通过插值得到任意舵偏角下的铰链力矩。本文给出两种方法的对比结果,见图4、图5。

3.3结果分析

从图4和图5中可以看出,动态法和插值法飞行实测襟副翼铰链力矩比较接近。在180°急剧非协调滚转改出机动和360°滚转机动时两者飞行实测铰链力矩的最大相对误差为1.72%和2.11%,分别出现在舵偏角为9.17°和13.92°时,而这两个舵偏角几乎是各机动动作中的最大舵偏角,均落在插值点0°和34°之间,并且由于载荷校准试验状态(即插值点)的限制和插值法的特征,因此出现了上述情况。而本文提出的动态法则很好地解决了舵偏角在插值点以外的舵面铰链力矩飞行实测问题。

4结束语

通过对飞机舵面铰链力矩实测技术的研究和飞行试验实测铰链力矩的分析,可得出以下结论:

(1) 应用本方法可以测量飞行中飞机的舵面铰链力矩,包括方向舵、前缘襟翼、襟副翼等操纵面。

(2) 本方法只需要将作动筒传力关键件进行校准试验,无需进行更多的载荷校准试验,从而减少载荷校准试验工况,缩短飞行试验周期。

(3) 通过本方法可以测量舵面偏转过程中的舵面铰链力矩,相比插值法测量精确度更高。

摘要：测量飞机舵面铰链力矩是飞行试验的一项重要任务。提出了通过测量传力关键件的载荷和利用传力关键件安装的空间位置来测量飞行中舵面铰链力矩的方法。以某型飞机为例,详细描述了如何利用该方法测量舵面铰链力矩的过程。这种方法对飞机舵面铰链力矩的飞行实测有重要的参考价值。

关键词：铰链力矩,飞行实测,飞行试验

参考文献

[1] Grismer M,Kinsey D,Drismer D.Hinge moment predictions usingCFD.AIAA,2000—4325

[2] Fry E B.Flight measurements of hinged-plate wing-spoiler hinge mo-ments.NASA 1983 1.15:84343

[3]张晖,肖京平,杨远志,等.8 m×6 m风洞铰链力矩试验技术.流体力学实验与测量,2004;18(2):20—24

[4]孔德永,吴桂馥.舵面铰链力矩的估算.空气动力学学报,2005;23(2):263—266

飞机飞行 第4篇

考虑飞行强度影响的飞机使用寿命综合评定方法

介绍了针对军用飞机普遍存在的使用寿命指标(飞行小时数、日历寿命)严重不匹配的`问题,在现有技术和理论基础上利用腐蚀影响系数m(t),引入飞行强度参量SUS建立了军用飞机使用寿命综合评定方法.算例分析表明,随着飞行强度的提高,腐蚀疲劳寿命NC成线性增加,并得到了协调飞机使用寿命指标的最佳飞行强度SUSbeat,为合理制定飞行计划,充分发挥军用飞机的使用功效提供了理论基础.

作 者：杨茂胜 陈跃良 郁大照 YANG Maosheng CHEN Yueliang YU Dazhao  作者单位：杨茂胜,郁大照,YANG Maosheng,YU Dazhao(海军航空工程学院研究生管理大队,山东,烟台,264001)

陈跃良,CHEN Yueliang(海军航空工程学院青岛分院,山东,青岛,266041)

刊 名：海军航空工程学院学报  ISTIC英文刊名：JOURNAL OF NAVAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE 年，卷(期)： 22(2) 分类号：V215.5 关键词：军用飞机   使用寿命   飞行强度   综合评定方法  

全球最大太阳能飞机模拟飞行 第5篇

全球最大太阳能飞机“太阳驱动”号的项目总裁、瑞士探险家安德烈·博尔施伯格近日在瑞士迪本多夫机场完成连续72小时模拟驾驶太阳能飞机试验，测试了长时间连续飞行过程中的人体反应，并为“太阳驱动”号2014年进行72小时环球飞行积累数据。

——新华社

简化手机界面适合老年人

瑞典Doro公司近日发布了一款适合老年人使用的滑盖手机。该手机同时拥有键盘和触屏，使用安卓系统，界面为他们公司自己开发的“Experience”，该界面上的图标大而清晰，一个图标占一行，行距适中。

——英国《每日电讯报》

德国推出智能“变形”电动车

德国人工智能研究中心近日推出一款人工智能“变形”电动车，将来还有望实现自动驾驶。人工智能研究中心将这种变形车称为“EO智能连接车”，该车底盘灵活多变，可通过减小底盘、升高驾驶室实现“变形”，变形后可将多辆同款车辆连接起来，形成“公路列车”，不仅节省空间，且易于操控。

——新华社

威胁人类的“蝙蝠流感”被发现

美国卫生官员表示，科学家首次在瓜地马拉蝙蝠体内发现了从未见过的流感病毒基因片段，并警告说该病毒可能对人类构成威胁。这是第一次在有翅膀的哺乳动物体内发现流感病毒。现在科学家还不清楚这种病毒如何进行传播。但若是与其他更为常见的病毒混合，它们可能交换基因并变异成更危险的病毒。 ——英国《每日邮报》

常服安眠药增加死亡风险

人们知道过量服用安眠药易致死亡，但一项最新研究显示，即便按照常规药量，经常服用安眠药也可能增加死亡风险。美国研究人员在2002年到2007年间调查了1万多名经常服用安眠药的人的情况。结果显示，服用安眠药的人群死亡风险约是其他人的4倍，并且服药越频繁，死亡风险上升的幅度就越大。 ——新华社

苹果应用程序漏洞泄露用户照片

苹果移动设备的部分应用程序又出现了漏洞。当用户允许一个应用程序获取他的位置信息时，开发者不仅在用户不知情的情况下获取用户的通讯录，还能获取相册中的照片。现在还不清楚是否有照片盗用的情况。苹果公司表示他们能抓到有不当行为的程序开发者。 ——《纽约时报》

英国三胞胎姐妹年龄差四岁

低空风切变对飞机飞行的影响探讨 第6篇

低空风切变是低空垂直或水平方向上风向或风速发生然变化的现象, 这种变化存在时间短, 影响范围小, 非常难预测预报, 飞机一旦在发生风切变的区域中飞行, 会严重影响飞机安全。本文通过分析了低空风切变及其发生的天气背景和环境条件以及低空风切变对航空飞行的影响, 旨在加强机场气象中心预报员对低空风切变发生的天气动态掌握, 成功保障低空风切变机场警报和气象信息发布的时效性, 提高为运行部门决策提供准确气象情报的能力, 顺利完成重要天气情况下的气象服务保障任务。

1 形成低空风切变的天气背景及环境条件

引起低空风切变的原因主要有2种, 大气运动本身变化所造成的天气背景;受地理、环境因素所致;还有一些特殊情况是由2者相辅相成而形成的。

1.1 产生低空风切变的天气背景

1.1.1 雷暴天气

雷暴是产生低空风切变的重要天气, 雷暴单体下放的下曳气候可造成相当范围内由下击暴流和雷暴外流组成的两种不同的风切变。雷击天气微下击暴流强度较强, 发生率达60%~70%, 对飞行危害最大;而雷雨中下冲气流到达地面后形成强烈的冷性气流向四处传播, 传播距离也远离雷暴12~25km, 同时促使暖湿气流入流抬升形成阵风锋, 造成雷暴大范围内出现180°风向变化, 形成强顺风切变和强逆风切变, 其中一部分强风切变由于远离雷暴主体而在观测时不易察觉, 可能会对飞机安全造成更大的威胁。经过普查, 桂林两江国际机场十五年来发生的风切变多为雷暴天气造成。其特点为:影响时间短, 强度大, 多发生在春夏季节。

1.1.2 锋面天气

锋面也是产生风切变的重要天气条件, 锋面2侧气象条件存在很大差异, 锋面过渡区的垂直结构是形成风切变的重要条件, 当锋面两侧温差≥5℃、锋面移速≥15m/s时, 锋面附近及产生低空风切变对飞行造成影响。冷锋移速较快, 当机场上空有冷锋经过时, 低空切变伴随锋面或稍后出现, 但随之出现的风切变稍纵即逝, 冷锋及强冷锋后锋区往往存在着较强的低空风切变;暖锋移动相对较慢, 随暖锋一起出现的低空风切变通常会在机场上空持续时间较长, 影响较大。锋面产生的低空风切变对飞行的危害程度次于雷暴等强对流天气产生的风切变。

1.1.3 辐射逆温层

秋冬季晴空夜间, 受强烈地面辐射降温影响形成低空逆温层, 逆温层阻挡上层风动量下传, 大量动量堆积在逆温层上面, 较大的风速形成急流, 而逆温层下面的地面风风力弱、风速又小, 因此产生了逆温风切变, 此类风切变强度与雷暴和锋面风切变相比较弱, 但具有很强的季节性规律, 因为夜间航班量少, 很难监测到此类风切变, 但遭遇该类型风切变不能轻易忽视。桂林两江机场南北和东面地势较好, 距机场约10km, 西和西北方向为南北走向山峦起伏的天平山脉, 地势逐渐增高, 山体海拔600~1800m, 最高点海拔1804m, 对飞行影响较大。

1.2 环境条件

主要是受山地地形、水陆界面、成片树林、高大建筑等自然或人为因素引起风切变现象。当机场周围环境较为复杂时, 附近的地理、环境因素都会产生低空风切变对飞机起飞、着陆造成影响, 风切变状况与实时风向风速有关, 通常临近的山地落差大、水域面积广或林立的高大建筑群等, 一旦具备较强阵风条件, 极易产生风切变。

2 低空风切变对飞行活动的危害

下冲气流切变是垂直风切变中威胁较大的一种风切变现象, 其中尺度较小的下冲气流又可称为微下冲气流。具有高强度、小尺度、寿命短特征的微下冲急流是风切变中危害性最大的一种现象, 平均风速高达24m/s, 平均辐散范围最大达3.1km, 而平均增速时间仅为6.4秒, 常以水平方向垂直运动气流切变为主, 具有很大的速度梯度, 风速变化迅速, 可在有限的区域内与地面撞击后转变为水平风, 并向四面发散形成水平风切线。当飞机经过雷暴云母体下方, 由无明显升降气流的区域进入强烈的下冲气流切变区域后, 会突然出现下沉, 也可使正在起飞或降落的飞机突然消失高度到触地。飞机着陆时, 如果下滑通道正通过微下冲气流, 飞机极有可能出现下降失常, 偏离原有下滑轨迹, 或出现高度过低现象而造成安全事故。

顺风切变对飞行安全的威胁也较大。如果飞行中突然遭遇由强逆风转为弱逆风, 或由逆风区突然改变成无风或顺风, 这种严重的顺风切变现象将使飞机在瞬间损失很多空速, 导致掉高度, 甚至是道外接地或坠毁。飞机飞离微下冲气流后进入顺风气流, 飞机与气流相对速度突降, 使得飞机飞行速度瞬间小于最小速度, 飞机进入失速状态, 飞行姿态难以控制, 在这种低高度和速度下, 飞行员根本没有足够空间以及控制时间恢复状态, 因而酿成飞行事故。

3 加强低空风切变预测预报

3.1 提高风切变目视判别能力

雷暴冷性外流气流的尘云通常可视为引发风切变的云系, 雷暴云提下垂的雨幡是有强烈下冲气流的重要征兆, 滚轴状云也是预示强低空风切变存在一个重要目视判别方法。当雷暴天气临近时, 应加强对天气雷达的速度图像, 风场图像的监测。出现明显的速度辐合辐散区和大风区, 或者底层风场上出现明显风向突变时, 应及时发布趋势预报和机场警报;自动观测风向风速数据的监测也相当重要, 南北头跑道出现风向变差超过120。或风速差超过3m/s时, 也有出现风切变的危险, 应及时发布机场警报。

3.2 及时发布灾害性天气预警预报信息

一旦收到航空器报告后, 应迅速发布机场警报, 通过电话通知管制、运管、机场和各航空公司签派, 同时立即加强临时天气会商, 根据最新天气资料和前期分析进行判断分析, 并将预报结果进行通报, 在机场实况报文中发加发风切变的趋势预报。

3.3 不断提高低空风切变预报水平

低空风切变预报难度较大, 但在困难和压力面前, 预报员应不断提高对低空切变预报的要求, 充分利用先进的监测设备, 业务人员应本着高度的责任心, 加强业务学习培训, 机场所在区域气象常识及风的季节变化规律, 并及时总结成功和失败的经验教训, 加大天气监视力度等, 努力提高低空风切变预报水平。

摘要：低空风切变具有强度大、时间短、尺度大、突发性强等特点, 严重威胁着飞机起飞和着陆活动的安全。本文介绍了低空切变线的定义, 分析了低空风切变形成的天气背景和环境条件, 对低空切变线对航空活动的影响进行探讨, 提出加强风切变监测预报预警, 掌握机场所在区域气象常识及风的季节变化规律, 及时准确分析判断低空风切变发生、类型及强度, 做好机场气象服务保障工作。

关键词：低空风切变,天气背景,飞行安全,预测预报

参考文献

飞机飞行 第7篇

按照以上要求称重定重心, 得到的结果为空机质量、重心值和水平姿态满油状态下的飞机质量。飞机耗油曲线是在此基础上结合耗油顺序绘制的。根据以往经验可知, 飞机按以上耗油曲线包线前后限±0.5%b A确定使用重心的范围。在实际分析飞机的过程中, 由于飞机俯仰角和轴向过载 (彻体力) 的作用, 燃油会有一定的油面角, 从而使飞机相对零油面角时的重心发生一定的变化。随着精度要求的不断提高, 以目前要求为基础得到的耗油曲线数据不能足够精确地反映飞机在飞行过程中不同姿态和轴向过载下的重心位置。为了使理论计算结果与飞行中飞机质量特性更接近, 本文通过建模, 从飞机俯仰角和轴向过载引起的油箱油面角、油箱形状、尺寸等方面入手计算飞机重心的影响, 同时, 结合某型机燃油系统地面试验数据进行对比、分析, 并给出相关的结论。

本文只分析了飞机准定常状态 (巡航、着陆) 、起飞和加减速平飞状态, 机动状态 (瞬态) 可以通过类比的方法估算。这是因为大多数机动时, 飞机的速度比较大, 攻角小 (除“眼镜蛇”等特殊机动以外) , 不易进入失速和静不稳定状态;另外, 机动飞行时, 飞机为非稳定状态, 并且时间短暂, 动态不规则油面也会随着飞机完成机动后立即恢复到“平静”。

1 油箱模型

1.1 模型说明

图1为飞机油箱模型 (单个或连通油箱) 。确定了油箱形状、尺寸、油量和油面角后, 可以根据油箱形状建立油箱空间厚度函数为:

式 (1) 中:x为油箱长度尺寸变量;y为油箱宽度尺寸变量。

通过对该函数积分等计算可得不同油面角下燃油的质量重心, 如图2所示。

1.2 简单油箱模型原理分析

为了能够更直观地分析飞机俯仰角、轴向过载引起的油面角对飞机重心变化造成的影响, 便于掌握变化规律, 特将油箱简化为具有规则形状的直角六面体, 以此作为分析对象。简化模型如图3所示。

油箱厚度函数为:

式 (2) 中:a为油箱长度值;b为油箱宽度值。当油箱确定时, a, b均为定值。

由图3可知, 燃油体积为:

式 (3) 中:z为油箱高度变量;h为油箱高度值, 当油箱确定时为定值。

燃油质量为:

燃油X向重心位置为:

当飞机以俯仰角为θ、航向加速度为做准定常飞行时, 油箱油面角为:

式 (6) 中:g为重力加速度, 如图4。

当油面角发生变化时, 燃油在油箱中的分布也随之变化。根据油面角的情况, 燃油质量重心情况为:

由上述分析可知:

式 (8) 中:h′为油面角变化后, 油面低端高度。

燃油X向的重心位置为:

相对油面角为零时的燃油X向重心变化量为:

相对油面角为零时的燃油P·X (力矩) 变化量为:

根据以上计算, 再结合实际情况分析, 可得出以下规律:1飞机燃油重心移动量是随着油面角的增大而增加的, 最大移动范围为, 当取端点值时, 燃油量接近于0, 实际上是达不到的。2在相同油面角的情况下, 油箱油量为油箱容积的1/2时, 燃油质量力矩变化量相对0°油面角时最大, 为, 其中, a为油箱轴向长度, mg为满油燃油重量。当油箱满或空时, 燃油质量力矩变化量相对0°油面角状态为0。3当h’∈ (0, c) , 并且油面不与油箱上端面接触时, 燃油质量力矩变化量与油量无关。4影响燃油质量力矩变化的主要因素是油箱长度和油面角。

由于Y向重心位置不作为考核项目, 并且原理相同, 所以, 在此不再赘述。

2 燃油系统数学建模

结合某型飞机燃油系统油箱布置和耗油顺序的情况, 利用数学拟合法产生油箱厚度函数, 综合耗油情况计算、分析油面角对飞机重心位置变化造成的影响。

某型机燃油系统油箱布置如图5所示。1#油箱为机背金属油箱, 与2#油箱前后连通;2#油箱由前、后2部分组成, 两者以连通器的形式连通, 并将燃油输送给3#油箱;3#油箱为供油油箱, 即为发动机供油;机翼油箱为前、后整体油箱, 将燃油输送到2# (组) 油箱。

燃油的耗油顺序依次为1# (1/2油量) 、机翼、1# (耗尽) 、2#、3#。油箱油量分别为1#油箱500 L、2#油箱1 100 L、3#油箱400 L、机翼油箱500 L, 总油量为2 500 L。

由图5可知, 飞机油箱主要有图6所示的4种形状。

结合油箱尺寸和形状特性, 拟合油箱厚度函数。

式 (12) 中:r1, r2为前后端面半径;l为油箱长度;x∈[0, l];

2#前油箱厚度函数为:

其中, b为油箱底部厚度;c为油箱高度。

2#、3#油箱厚度函数为:

式 (14) 中:r1, r2分别为油箱外径和内径;H为圆心高度。

机翼油箱可以按直六面体外形生成厚度函数。

以上坐标均为油箱局部坐标, 三轴方向与全机质量重心坐标轴相同。

3 结果对比分析

根据系统油箱的布置方式、油箱形状特征、尺寸和耗油顺序, 结合油箱模型原理分析结论, 油面角对燃油质量力矩变化量影响最大的情况出现在2#油箱耗1/2燃油时。如果此时不考虑油面角影响下的飞机重心处于使用重心后限, 那么, 必须要高度重视油面角引起的飞机重心变化。这是因为当飞机以小速度平飞时, 飞机俯仰角比较大, 飞机气动焦点在失速攻角范围内中等攻角后随其增大有前移的趋势, 而飞机重心随俯仰角增大有后移的趋势。这样, 飞机就有可能进入静不稳定状态。图7为某型机低速时焦点随攻角的变化曲线。

因此, 本文选取的油面角为30°、2#油箱耗半油飞机状态进行计算, 并对比、分析计算结果和试验数据。

根据2#前、后油箱厚度函数可知, 当2#油箱半油 (550 L) 时, 0°与30°不同油面角引起的燃油重心移动量为:

式 (15) 中:f (x, y) 定义域为不连通的2个面域 (2#前、后) 。

燃油P·X (力矩) 变化量为:

式 (16) 中:△X为油面角变化后燃油重心移动量;ρ为燃油密度;V为油箱体积。

将数据带入式 (16) 可得:[△ (P·X) /g]理论=390 kg·m。

根据燃油系统地面试验可知, 油箱余油数据如表1所示。

将表1中的数据与油箱重心数据结合起来计算可得:[△ (P·X) /g]试验=418 kg·m。

模型分析与实际测量值相差7%, 这说明模型计算分析与实际情况较为接近。模型能够以较高的精度估算油面角变化引起的燃油重新分布进而导致的燃油质量矩变化。

根据上述数据, 结合飞机质量重心数据计算, 由于以上油面角变化能引起某型机 (无外挂) 重心后移约1.2 b A%.

4 结论

上述分析表明, 文中提出的燃油系统建模机分析方法在油面角导致飞机重心变化估算上是切实可行的, 其计算结果与试验结果之间的误差是比较小的, 为从理论角度分析油面角变化对全机重心的影响提供了一种新方法。

摘要：针对飞行中燃油重心变化对飞机重心影响评估的需要, 提出了一种基于油箱建模的分析方法。根据飞行中燃油的运动规律, 提出了与油箱形状、尺寸、油量和油面角相关的燃油建模方法, 以此为基础给出了油面变化对飞机重心影响的分析方法。通过对某型机的验证计算说明, 该方法误差小, 能够满足实际评估的需要。

关键词：飞机重心,油面变化,油箱建模,运动规律

参考文献

飞机飞行 第8篇

1 民用飞机构型管理技术

1.1 构型管理的概念

构型管理是一种面向产品全生命周期的,以产品结构为组织方式,将各阶段产品数据管理起来对其进行关联和控制,从而保证产品数据一致性和有效性的产品数据管理技术。构型管理主要需要建立产品的整体结构,对产品结构进行模块化分解,形成构型项,建立产品的构型管理规则,用于协同产品的更改,进行版本的管理,确保各个阶段产品的技术描述均为有效和完整的。

1.2 民用飞机构型管理

民用飞机的构型管理是一种面向全生命周期的,以产品结构为组织方式,集成和协调与产品构造过程相关的一切产品数据,保证产品和生命周期阶段零件、文档和更改数据的一致性和可控性,提供产品构型的可视化定义和控制的产品数据管理技术。民用飞机构型管理技术当前多采用产品数据管理(PDM)体系,PDM基于飞机部段或飞机系统进行模块化划分,建立构型项,进行构型管理。

2 飞行模拟机数据包数据构型管理

数据包包含大量的数据,如何对这些数据进行分类管理、版本控制与更新追踪,是数据包构型管理需要解决的首要问题。首先要对数据包的数据进行分类,将其分解为相对独立的,便于管理的几个部分,通过对各个部分建立有效性标识,以实现对数据的有效管理追踪。数据类型分解可以参考IATA发布的《Flight Simulation Training Device Design and Performance Data Requirements》第七版的相关内容,根据该份文件,飞行模拟机数据包包含以下6类数据:

构型/设计数据;

仿真建模数据;

校验数据;

验证数据;

匹配证明数据;

系统确认数据。

对于数据包中数据的构型管理,需要基于飞机构型的变化进行。飞行模拟机数据包的数据大多以二维图形、三维模型、手册、文档等形式存在。对于数据包中数据的构型管理,就是根据相关的配置规则,将飞机生命周期某个阶段所产生的各种形式各种版本的二维图像、三维模型等进行数据分类、跟踪飞机源数据变更,并进行数据管理的过程。二维图形、三维模型、手册、文档等就是数据包的构型项。对于数据包内数据的构型管理就是对构型项的更改、状态、审核等过程的控制,从而集成和协调某阶段的数据,保证该阶段数据内的数据与飞机构型的一致性和有效性。本文中建议的构型项管理采用按照IATA规范数据类型进行分类管理,即将数据包构型的一级分类按照构型/设计数据、仿真建模数据等六大类分开,而后对每一类数据中的二维图形、三维模型、手册、文档等进行版本控制。

3 飞行模拟机数据包版本管理规则

飞行模拟机数据包版本的产生是飞机数据发生更改的结果。同时数据包版本的管理是针对整个数据包的标识和跟踪过程,而并不是仅仅针对数据包内某一个数据的版本控制,是数据包整体与飞机在其生命周期内某阶段相符合的结果。为了避免版本混乱,需要对数据包给出版本的标识信息,用来唯一地标识数据包的某一版本。最简单的方法是用拉丁字母A,B,C等及数字的组合作为版本号。可以采用线性编排,根据版本产生的时间顺序编排,第一版为A,后续依次为B,C……。也可以采用树状编排则,先划分数据包的大版本,在大版本内设置小版本,即版本为A1,A2,B1,B2,C1……,树状编排更具灵活性。

飞行模拟机数据包版本控制规则的关键在于如何根据飞机构型的更改进行数据包的版本变更。数据包的版本变更取决于对于飞机构型更改的评估,需要评估飞机构型的变更是否对飞行训练造成影响,是否对飞行模拟机提出新的要求,如果评估结果为是,则需要对数据包版本进行升级。如飞机的发动机等重要系统进行了修改、飞机的系统性能和操作品质发生了改变等,均需要对数据包内相关数据进行更新,并对数据包版本进行升级。数据包版本控制机制如图1所示。

4 结论

本文对民用飞机飞行模拟机数据包构型管理进行了研究,对构型管理的概念、民用飞机构型管理的定义进行了分析,提出了飞行模拟机数据包数据分解方式、数据构型控制的方法,并制定了数据包版本控制的机制,为飞行模拟机数据包构型管理提供了一种通用的技术方法。

参考文献

[1]IATA.Flight Simulation Training Device Design and Performance Requirements:7th Edition,2009.

[2]贺璐,许松林,杨道文.飞机构型管理中的产品结构分解研究[J].民用飞机设计与研究,2010(3):34-36.

[3]姜丽萍.空中客车公司的构型管理[J].民用飞机设计与研究,2003(3):40-46.

[4]陶剑,范玉青.基于构型项的飞机研制建模技术[J].北京航空航天大学学报,2007,33(10):1241-1245.

[5]邹冀化,范玉青,蒋建军.欧洲空客飞机构型控制与更改技术[J].航空制造技术,2006(8):62-67.

飞机飞行 第9篇

关键词：民用飞机,舵机,操纵面,飞行特性

飞机设计过程中, 飞机设计师们更多的关注飞机全机动力学特性, 而对部件尤其是各操纵面的运动特性关注较少。

操纵面正常和故障后动力学特性对飞机的开环以及人机闭环飞行特性均有重要的影响, 现为设计师们所熟知的Ⅱ型人机耦合振荡, 就是由于操纵面运动过程中, 运动速率超出了舵机功率所允许的速率, 导致系统出现较大的非线性, 引起振荡发散。自1977年以来, 航天飞机、YF16、F/A-18A、YF22A、B777、A320等均出现过由操纵面动力学特性所引起的飞行事故。

操纵面的运动特性对自身的载荷特性会产生不可忽略的影响, 也将直接影响舵机功率的确定。

这里以纵向操纵面为例, 通过仿真手段, 研究给定舵机最大偏转速率状态下舵面的动力学特性, 以及对飞机开环动力学特性的影响, 以期为全机人机闭环飞行特性分析提供必要的支持。

1 飞机六自由度动力学模型

1.1 坐标系

所选机体坐标系基于国军标, 坐标原点位于飞机质心, x轴沿机体轴向前, z轴在飞机对称平面内, 垂直于x轴向下, y轴符合右手螺旋法则。

1.2 动力学方程

飞机六自由度仿真模型如式 (1) ~式 (3) [1,2]。图1为飞机六自由度仿真结构图。

式中,

其中, Γ=IxIz-I2xz;Ix、Iy、Iz分别为相对体轴x、y、z的转动惯量;Ixy、Iyz、Izx为惯性积;u、v、w为速度沿机体轴x、y、z三个方向的分量;g为重力加速度;m为飞机质量;p、q、r为绕机体轴x、y、z的滚转速率;X、Y、Z为气动力沿机体轴x、y、z方向的分量;Tx、Tz为发动机推力沿机体轴x、z方向的分量;L、M、N为气动滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩;θ、φ、ψ为飞机俯仰角、滚转角和偏航角。

1.3 全机气动模型

该模型主要计算各个气动力和气动力矩。其中力和力矩跟许多因素有关, 具体表达式如下:

式中, 为速压, kg/ (ms-2) ;S为机翼参考面积, m2;c为平均气动弦长, m;CXT、CYT、CZT为分别是总的轴向力系数、侧向力系数、法向力系数;ClT、CmT、CnT为分别是总的滚转力矩系数、俯仰力矩系数和偏航力矩系数;α, β为飞机迎角和侧滑角;b为飞机机翼展长, m;δ为飞机控制变量。

2 舵面动力学模型

假定舵机依据功率提取需要, 进行功率输出, 对于飞机任何飞行状态, 舵面最大偏转角速度不能超过限定值。

用二阶系统衡量舵机的特性, 其传递函数为

式 (6) 中, ωn为舵机无阻尼自振频率;ξ为阻尼比。

图2给出了具有最大偏转角速度和最大偏角限制的舵机Simulink模型。其中舵机最大限制速率30°/s, 最大偏角限制为最大25°, 最小-25°。舵机无阻尼自振频率19.5 rad/s, 阻尼比0.6。

3 仿真分析

3.1 仿真工况

基于上述建立的模型, 以纵向操纵面升降舵为例, 在给定舵机最大功率状态下, 仿真分析驾驶员不同操作模式下, 操纵面运动动力学特性。

飞机飞行过程中, 飞行员对飞机的操纵输入模式差异很大, 操纵输入的柔和度、幅值、频率均差别很大。不同输入情况下, 舵面表现出不同的动力学特性, 甚至出现运动形态的急剧变化。这将导致飞机飞机响应特性脱离飞行员的预期, 致使飞机员不断修正, 严重的可能导致人机闭环失稳, 甚至事故的发生。

不同飞行状态下, 由于舵面受载不同, 舵面动力学特性不同, 同时又影响舵面载荷、飞机响应特性。这里旨在分析不同操纵输入模式下, 舵面运动特性及其对飞机飞行特性影响, 研究过程中没有考虑驾驶员的闭环补偿操纵。所有操纵均以给定操纵模式, 初始状态为定直平飞。

舵面运动特性分析时, 仿真工况见表1。舵面运动对飞行特性影响仿真工况见表2。

3.2 结果分析

3.2.1 舵面运动

图3~图5给出不同幅值, 不同频率操纵输入时, 第2节所示舵机模型的偏转速率和偏角输出结果。

由图可知, 相同操纵幅值, 不同操纵频率时, 频率越高, 偏转速率越大;相同操纵频率, 幅值越大, 偏转速率越大。

由图5可知, 给定操纵幅值, 操纵频率过大以至舵机以限制偏转速率偏转时, 舵机输出与输入幅值以及操纵形态将会发生较大变化。飞机实际飞行过程中, 若遭遇此类情况, 飞机响应与飞行员期望响应之间可能会产生差异, 从而给飞行员带来错误的指示信息, 导致误判。

3.2.2 飞行特性

图6~图12给出了某飞机在3 km高度, 1.2Vs飞行时, 以幅值12.5°, 频率0.5~4.5 rad/s操纵时, 飞机姿态、角速度和迎角响应特性, 以及不同频率操纵时舵面偏转角速度。

由图可知, 操纵频率越高, 飞机响应幅值越小, 操纵频率2.5 rad/s的响应幅值为0.5 rad/s频率操纵响应幅值的60%, 姿态角响应幅值降为30%。操纵频率4.5 rad/s, 迎角、俯仰角响应幅值相对于0.5rad/s操纵频率已经降到30%以下。

由图还可知, 操纵频率越高, 迎角、姿态角和角速度响应相对操纵输入相位滞后量越大, 操纵频率2.5 rad/s时, 迎角相位和姿态角相位滞后接近180°;操纵频率4.5 rad/s时, 相位滞后超过180°, 过大相位滞后给飞行员操纵带来困难。

由3.2.1节可知, 过大操纵频率, 甚至改变操纵输入的形态, 不过由图11响应特性可知高频率响应幅值变化很小。但是操纵形态的改变, 大量非线性因素的引入, 也会引起附加的相位滞后。

4 结束语

操纵频率越高, 舵面偏转速率需求增加, 过高的操纵频率将改变操纵输入的形态。操纵频率越高飞机响应幅值减小, 相位滞后增加。操纵频率过高, 操纵输入形态的改变, 引入很多非线性因素, 相位滞后增加。

参考文献

[1] Stevens B L, Lewis F L.Aircraft Control and Simulation.John Wiley&Sons Inc, 1992

飞机飞行 第10篇

自2010年首届“海天盛筵”举办起，历届展会都有众多公务机厂商和运营商参加，目前我国公务机市场发展势头放缓，正在进入市场调整期，本届海天盛筵因此取消了公务机分会场的静态展示。但此次展会与美亚航空合作在三亚国际水上飞机中心特别开设了水上飞机分会场，主题元素有水上飞机、游艇、摩托艇、小帆船等水上娱乐项目，嘉宾们可以通过乘坐赛斯纳“大篷车”飞机进行水上飞行体验。

记者有幸在参加完主会场的活动后，来到水上飞机中心开启了个人首次搭乘水上飞机之旅。机长在认真执行完飞行前检查单后，驾驶飞机缓缓滑行到海域上的起降点。三亚拥有许多宽广的海湾海面，很适宜水上飞机的起降。水上飞机起飞时身轻如燕，在水面上平稳滑行了一段距离后一跃而起离开海面。塞斯纳飞机舱内的隔音效果很好，不用戴降噪耳机，舱内的座椅也非常舒适。随着飞机慢慢远离海面，三亚湾的全景渐渐展现在眼前，机长还特意飞向了海天盛筵的主会场上空，在300米的高空一览“海天盛筵”展会，也给我们带来了不同角度的视觉感受，实现了真正意义上的海天一色新方式出行。水上飞机降落时也没有乘坐大型客机时的那种颠簸俯冲感，飞机平稳划向海面掀起了一道道涟漪。

飞机飞行 第11篇

为了让工程模拟器更加方便快捷地用于电传飞控系统的研制、试验、适航取证等过程, 需要提前对工程模拟器上各模型进行初步验证, 本文设计了一个由模块化功能单元组成的工程师平台, 还可以通过进一步改进, 此平台还可以为后续机型的试验服务, 具有可重复利用性。

2 虚拟飞行试验台设计

虚拟飞行试验台包括虚拟驾驶舱、控制台、图形计算机等, 架构如图1所示。

虚拟驾驶舱通过运行在虚拟驾驶舱计算机上的虚拟驾驶舱操纵软件模拟飞机驾驶舱操纵器件的特性和功能。虚拟驾驶舱内所有信息通过虚拟仪表方式在触摸显示器显示。控制台是整个虚拟飞行试验台的控制中心, 可以通过控制台进行虚拟飞行试验台运行、冻结、停止等, 同时可以进行试验过程中目标参数的监控。图形计算机、投影器及幕布通过视景软件为试验人员提供视觉暗示。

虚拟驾驶舱操纵软件依据图8所示的模型构建。

虚拟驾驶舱操纵软件的功能模块如表1所示:

控制台软件界面如图9所示, 控制台软件通过网络将虚拟飞行试验台和飞机仿真模型、飞控系统模型、发动机系统模型等相关模型连接, 实现统一调度和管理。

视景软件主要分为数据库、视景场景管理和网络通讯三部分。数据库部分按所建数据库的类型, 包括地景、活动模型、固定模型三类数据库。其中的固定模型数据库将被地景数据库或活动模型数据库调用 (例如:房屋建筑、树木等等) , 地景数据库和活动模型数据库将被视景场景管理部分直接调用。视景场景管理部分分为两个程序模块:场景初始化模块及场景驱动模块。场景初始化分为主要是用于运行环境的设置、CPU的分配、窗口设置、通道设置、观察者设置、物体的设置、路径设置、天气环境设置等;场景驱动模块主要根据接收的控制信息, 实时的产生视景图形。网络通讯部分主要功能是接收控制信息, 供视景场景管理部分场景驱动模块使用。

整个虚拟飞行试验台的主要功能为了进行人在回路中的仿真。

3 试验验证

本文以某民用运输机飞机仿真模型、飞控系统模型、发动机系统模型为例对虚拟飞行试验台进行试验验证。

试验人员首先将建立飞机仿真模型、飞控系统模型、发动机系统模型通过网络与虚拟飞行试验台连接, 然后进行人在回路中的调试。

整个试验结果表明:此虚拟飞行试验台具有很好的稳定性和可靠性, 满足试验要求, 可以完整地实现模型的修正和验证。

4 结论

本文设计了一个由模块化功能单元组成的虚拟飞行试验台, 可以用于提前对工程模拟器上各模型进行初步验证。试验结果表明此平台具有很好的稳定性和可靠性, 满足试验要求。

该平台的架构设计考虑了通用性, 具有可重复利用性, 可以通过更改相应软件使其成为其他机型的试验平台。

参考文献

[1]李亚男, 王伟达, 王兴波.民用飞机飞行操纵系统对CCAR25.671 (d) 条款符合性的适航验证方法分析[J].民用飞机与设计, 2011, 1:62-66.