飞行过程

摘要： 阐述PC6飞机在执行较长时间作业中,外部油箱在使用过程中出现不供油的现象,会在飞行过程中带来较大的安全风险,为了预防此类事故的发生,提出解决故障的应对措施。

摘要： 【据国外媒体2019年1月6日报道】经过2018年的努力,美国空军已确定导致T-6“德克萨斯人”II教练机发生一系列疑似缺氧事件的原因。在未来一年,美国空军将继续解决这些已经发现的问题。空军教育训练司令部(AETC)曾在2018年9月表示,此前发生的飞行员生理事件主要是由于驾驶舱内氧气浓度波动所引起。AETC通过一些改进措施解决了这一问题,例如清除机载氧气发生系统(OBOGS)中的多余水分、增加系统维护以及调整飞行过程中的氧气水平。

摘要： 模型在飞行过程中,要保持稳定的滑翔姿态,不仅受力要达到平衡,所受力矩也必须平衡。对新手来说,若无法使模型在飞行中保持力矩平衡,很容易导致波状飞行、俯冲甚至迫降的情况。为此,小M找到大F,请他介绍模型力矩平衡的基础知识和调整技巧。

摘要： 天翼模型近期推出了新款70E固定翼花式模型飞机。新机整体结构采用了复合材料加强,机体增设了电调和电机导风口,避免模型在飞行过程中出现机舱过热的情况。新款模型创新性地设计了机翼快拆结构,无需螺丝固定,方便携带。

摘要： 瞧,一只狐蝠正扇动着银白色的翅膀在大白天自由飞翔!你没看错,这是德国费斯托机器人公司的新成员一仿生狐蝠机器人。在大自然中,狐蝠是最大的蝙蝠,其中大型种类体长超过40厘米,翼展可达150厘米,体重约1000克。这些大家伙是蝙蝠中的飞行高手,在飞行过程中,狐蝠通过手指控制翼膜的曲率,以符合空气动力学的方式实现灵活飞行。

摘要： GE宣布,已经完成美国空军“自适应发动机过渡项目”(AETP)下的XA100发动机详细设计,为后续制造和试验工作铺平了道路。XA100是一种可变循环发动机,可在飞行过程中根据需要不同使用要求改变循环模态,从而将发动机在传统飞行包线内的推力提高10%,燃油效率提高25%。

摘要： 通过求解层流不可压N-S方程,选用更适合不可压流动下的AUSM+-up格式,使用四阶Adams预估-校正法求解六自由度刚体动力学方程,对铁饼在低马赫数、大攻角、旋转效应下的流动进行数值模拟,研究了初始有旋与无旋状态下的铁饼表面气动载荷变化及其对飞行姿态和飞行轨迹的影响,同时分析了改变初始角速度对其轨迹的影响.研究结果表明:一定的初始角速度能够提高铁饼在飞行过程的稳定性,增加其飞行高度与飞行距离;角速度过大,虽然能提高铁饼的最大飞行高度,但会降低铁饼在下降阶段的飞行稳定性,缩短飞行距离.

摘要： 基于遥测信息重现航天器飞行过程,以三维动态方式复现和仿真战略导弹飞行全过程、特别是核心部件的微观动作,对于遥测数据深层挖掘和使用,进行系统预研与故障仿真等都具有重要的现实意义.讨论了重现航天器飞行过程需要的理论技术基础,对利用遥测信息重现飞行过程进行了方案制定和设计;并采用任务数据对航天器核心部件进行飞行重现实现,验证了方案的可行性.

摘要： 弹道导弹是世界各国竞相发展主要武器技术之一.弹道导弹飞行过程可视化仿真包括导弹飞行弹道建模、多弹头导弹等三维实体建模、大面积战场地形场景生成、特效系统实现、仿真过程控制与交互实现等.结合已有弹道导弹弹道模型,使用Vega PrimeCreatorCTS工具子弹道导弹从起飞到落地全过程的可视化仿真,为弹道导弹飞行试验提供参考依据.

摘要： 碳纤维增韧碳化硅基复合材料(C/SiC)是一种应现代航空航天技术发展而涌现的新型复合材料.装备于高速飞行器的C/SiC复合材料在飞行过程中会承受严酷的气动加热和噪声复合环境,需要进行地面热噪声试验考核.本文介绍了一种C/SiC构型件在实验室内采用先进的热噪声行波管进行地面试验考核的情况.

摘要： 超高音速飞行器飞行过程中周围的等离子鞘套会受到湍流的影响,电子密度会产生随机变化,影响透射电磁波,降低通信质量.本文研究了电子密度的变化规律,并通过准稳态蒙特卡洛电磁计算方法研究了等离子鞘套对电磁波的非线性影响.结果表明,当电子密度变化服从高斯分布时,电波透射系数幅度服从正偏态分布,相位基本服从负偏态分布,且偏度的绝对值会随着电子密度和方差的增大而增大.本文结论为等离子鞘套信道建模以及应对黑障的通信策略选择奠定了基础.

摘要： 以某型直升机飞行模拟器为样例机,阐述了如何建立直升机进入旋翼自转状态飞行过程的仿真数学模型.其中,运用旋翼的叶素理论和旋翼自转原理,分析了自转状态的旋翼流场.按顺序分别介绍了旋翼气动扭矩模型、旋翼转速模型和旋翼拉力模型.有针对性地研究了当空中发动机停车后,直升机未进入稳定的自转状态之前的过渡阶段飞行过程的建模方法.此外,对在一般仿真建模中可能忽略的几种情况,进行了较详细的说明.仿真结果表明该模型能够较逼真地模拟进入旋翼自转状态后直升机的动态特性,实际应用效果验证了所述理论及方法的有效性和实用性.

摘要： 面向新概念飞机的飞行视景窗口的设计需求,以全方位显示飞机飞行过程外部场景的场景,本文提出了一种基于六视角全方位显示的视景窗口的模拟系统.本系统在二维平面窗口上实时全方位显示机舱外的三维场景,飞行员亦可以触摸选择兴趣区域进行局部投影.实验结果表明,该模拟系统很好地满足了新概念飞机在飞行视景窗口上预期的目标,具有良好的全方位显示逼真度和实时交互性.

摘要： 通过分析临近空间飞行器在飞行过程中的受力情况,建立了飞行器模型。基于建立的数学模型,在Matlab的环境下,仿真分析了巡逻飞艇AU-30的飞行过程,验证了模型的正确性。

摘要： 文章针对一次飞行事故中发动机受到头部剥落物体的撞击情况,分析了残骸的基本规律,讨论了受到撞击时出现的若干现象及其原因.

摘要： RNP导航是随着卫星导航技术发展和机载导航设备水平提高而出现的精密导航样式.本文从误差管理的视角,论述了通过对系统误差的量化管理,实现RNP安全导航的理论基础,并给出飞行前及飞行中实现误差管理的过程,包括飞机能力审核阶段的导航误差分析评估以及RNP导航过程中导航误差实时监视.

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： 本申请涉及一种飞行器飞行仿真演示过程中多屏数据控制方法和系统。所述方法包括：获取不同格式的格式化数据，并存储在数据缓存池中，格式化数据均采用时间戳进行标记，接收屏幕显示终端发送的控制指令，根据控制指令，生成播放控制参数，根据播放控制参数，获取用于查询的时间戳范围，根据时间戳范围，从缓存池中获取时间戳范围内的格式化数据，将时间戳范围内的格式化数据发送给屏幕显示终端对应的多个显示屏进行显示。采用本方法能够实现多屏数据播放的同步控制。

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： 本发明公开了一种飞行器飞行过程中驻点热流的在线预示方法。步骤1）实际飞行之前，利用结构内部各个测点的温度数据，通过顺序函数法进行一维热流辨识并结合真实测量热流对神经网络三维修正模型进行训练；步骤2）将Fay‑Riddell驻点热流工程估算公式进行简化，将真实测量热流和给定弹道的来流条件作为输入序列，通过最小二乘法修正简化公式中的各项系数，得到初步的驻点热流预示公式；步骤3）实际飞行时，将实时更新的驻点辨识热流作为新的热流数据，通过最小二乘法实时拟合，得出实时更新的预示公式用以预示未来10 s内的驻点热流值。本发明预示出的热流误差在15%以内，并包含了工程估算的快速性，因此可以实现飞行过程中实时、准确的热流预示。

摘要： 本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。

摘要： 本发明公开了一种模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法，所述热环境的模拟是通过电弧风洞试验实现的，包括：步骤一、将飞行器弹道热流密度随时间变化的曲线拟合成电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线；步骤二、读取电弧风洞试验中热流密度随时间变化的曲线上的多个时间段，每个所述时间段对应一个热流密度，根据所述时间段及该时间段对应的热流密度设定叠片式电弧加热器的输入参数；步骤三、将多个时间段对应的输入参数依次设置在控制器中，以控制完成飞行器飞行过程中热环境的模拟试验。本发明提供的试验方法利用计算机控制，将飞行器在飞行过程中遇到的变化的热环境在一次试验过程中运行，可以更真实的模拟飞行器在飞行过程中的热环境。

摘要： 本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器，控制电路首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。采用了热阴极两种传感器相结合的方式测量，测量区段覆盖1000Pa‑1mPa，测量精度可达0.2mPa，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。

摘要： 本发明公开了一种飞行器飞行过程中驻点热流的在线预示方法。步骤1）实际飞行之前，利用结构内部各个测点的温度数据，通过顺序函数法进行一维热流辨识并结合真实测量热流对神经网络三维修正模型进行训练；步骤2）将Fay‑Riddell驻点热流工程估算公式进行简化，将真实测量热流和给定弹道的来流条件作为输入序列，通过最小二乘法修正简化公式中的各项系数，得到初步的驻点热流预示公式；步骤3）实际飞行时，将实时更新的驻点辨识热流作为新的热流数据，通过最小二乘法实时拟合，得出实时更新的预示公式用以预示未来10 s内的驻点热流值。本发明预示出的热流误差在15%以内，并包含了工程估算的快速性，因此可以实现飞行过程中实时、准确的热流预示。

摘要： 本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。

摘要： 本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器，控制电路首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。采用了热阴极两种传感器相结合的方式测量，测量区段覆盖1000Pa-1mPa，测量精度可达0.2mPa，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。