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某飞机串联多支柱起落架着陆撞击载荷飞行验证
1
作者 杨全伟 谢帅 +1 位作者 张海涛 陈健 《应用力学学报》 北大核心 2025年第4期773-782,共10页
飞行试验是飞机设计验证和鉴定最真实有效的终极手段。某大型飞机主起落架采用了新颖的串联多支柱形式,起落架结构传力和所受着陆撞击载荷复杂,飞行验证的技术难度很大。分析了该起落架串联多支柱的结构特点和各支柱间相互协同承载情况... 飞行试验是飞机设计验证和鉴定最真实有效的终极手段。某大型飞机主起落架采用了新颖的串联多支柱形式,起落架结构传力和所受着陆撞击载荷复杂,飞行验证的技术难度很大。分析了该起落架串联多支柱的结构特点和各支柱间相互协同承载情况,设计了测载应变电桥,针对性设计了包含模拟支柱间协同承载关系校准工况的“一体化”载荷校准方案。针对应变电桥载荷响应特性分析中变量多、数据量大的问题,开发了通过偏相关系数对应变电桥载荷响应的线性度进行评价的新方法。提出了计及校准误差对测量结果影响的载荷测量模型鲁棒性概念并推导了其数学评价指标。构建了基于对应变电桥的响应系数及偏相关系数加权平均并排序,可兼顾鲁棒性和拟合优度的载荷测量建模新方法。给出了应用该模型实测的某飞机典型着陆撞击载荷,定性分析了其变化规律,定量评估了其幅值。结果表明,起落架载荷校准与建模方法正确,可供相关工程技术人员参考借鉴;实测着陆撞击载荷变化规律清晰、合理,量值正确,为设计鉴定和改进提供了重要依据。 展开更多
关键词 飞行试验 着陆撞击 载荷校准 串联多支柱起落架 应变电桥
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复合DOBC与自适应反步的高空舱进排气环境压力控制技术 被引量：1
2
作者 林洋豪 李雪 +3 位作者 张松 钱秋朦 谢丽萍 张和洪 《测控技术》 2025年第8期41-49,共9页
针对发动机飞行环境模拟试验过程中进排气环境压力控制系统存在大气流变化干扰问题,开展了一种基于干扰观测器的控制(Disturbance Observer-Based Control,DOBC)与自适应反步的复合抗干扰控制方法研究。将系统中多源干扰分为部分信息已... 针对发动机飞行环境模拟试验过程中进排气环境压力控制系统存在大气流变化干扰问题,开展了一种基于干扰观测器的控制(Disturbance Observer-Based Control,DOBC)与自适应反步的复合抗干扰控制方法研究。将系统中多源干扰分为部分信息已知的可建模干扰和能量有界的不可建模随机干扰。对于可建模干扰,构建内层干扰观测器(Disturbance Observer,DO)进行干扰估计并通过前馈环节进行干扰抵消;对于能量有界的不可建模随机干扰,设计外层自适应反步控制器进行干扰抑制。仿真验证了所提控制方法在扰动抑制、状态估计和鲁棒性方面具有有效性,并与线性自抗扰控制器(Linear Active Dis-turbance Rejection Controller,LADRC)、复合线性扩张状态观测器(Linear Extended State Observer,LESO)与自适应反步的抗干扰控制器进行对比分析。结果表明,复合DOBC与自适应反步的抗干扰控制相较于其余2种控制方案,在推力瞬变的过渡态试验过程中,有效缩短了调节时间,大幅减少了最大瞬时波动,并显著降低了平均误差,从而提升了系统的整体控制性能,为后续实际工程应用奠定了基础。 展开更多
关键词 高空舱 进排气环境压力控制 干扰观测器 自适应反步 复合分层抗干扰
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飞行器轨迹规划及姿态演示实验设计
3
作者 安若铭 荆武兴 +2 位作者 高长生 胡玉东 杜青峰 《中国现代教育装备》 2025年第1期29-32,37,共5页
为了让学生掌握高超声速助推滑翔飞行器轨迹的规划方法及不同参数对飞行轨迹的影响规律,开发了飞行器轨迹规划仿真实验。论述了助推滑翔飞行器四个飞行阶段的轨迹规划方法,开发了轨迹规划仿真验证软件;构建了基于“Windows+RTX”的实时... 为了让学生掌握高超声速助推滑翔飞行器轨迹的规划方法及不同参数对飞行轨迹的影响规律,开发了飞行器轨迹规划仿真实验。论述了助推滑翔飞行器四个飞行阶段的轨迹规划方法,开发了轨迹规划仿真验证软件;构建了基于“Windows+RTX”的实时通信框架,设计了Ⅲ型PD控制器,实现了三轴电动转台的实时控制;设计制作了三轴电动转台及某型助推滑翔飞行器缩比模型,实时展示飞行器飞行中的空中姿态。通过仿真实验,学生能对飞行器姿态的变化产生感性认识,仿真结果可以加深其对飞行器轨迹规划方法的理解。 展开更多
关键词 助推滑翔飞行器 轨迹规划 三轴台 RTX
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应变电桥响应系数随起落架缓冲器行程非线性变化现象分析
4
作者 张多源 许斌 《价值工程》 2025年第15期90-92,共3页
某飞机起落架载荷校准试验数据显示,起落架外筒上某些弯矩电桥的响应系数随缓冲器行程呈明显的非线性变化趋势。为探究其内在原因,本文从起落架的整体受力和各部件受力建立了支柱式起落架航向载荷校准的静力学模型,分析计算出了在航向... 某飞机起落架载荷校准试验数据显示,起落架外筒上某些弯矩电桥的响应系数随缓冲器行程呈明显的非线性变化趋势。为探究其内在原因,本文从起落架的整体受力和各部件受力建立了支柱式起落架航向载荷校准的静力学模型,分析计算出了在航向载荷作用下外筒上两个剖面处的响应系数,并给出了响应系数随缓冲器行程的变化关系,计算结果与试验结果吻合。并解释了这种非线性现象产生的原因,分析了由此可能对起落架载荷校准结果产生的影响。 展开更多
关键词 起落架 载荷校准 响应系数 非线性
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基于应变法的单向动态载荷校准试验研究
5
作者 曹良秋 《现代机械》 2025年第2期43-48,共6页
飞机飞行过程中存在大量动态受载情况,本文提出了一种单向准静态载荷校准模型动态验证方法,构建了标准负阶跃冲击载荷发生装置,完成了标准试件与复合试件单向载荷静态校准与负阶跃动态载荷验证试验,验证了应变计响应与压电传感器响应的... 飞机飞行过程中存在大量动态受载情况,本文提出了一种单向准静态载荷校准模型动态验证方法,构建了标准负阶跃冲击载荷发生装置,完成了标准试件与复合试件单向载荷静态校准与负阶跃动态载荷验证试验,验证了应变计响应与压电传感器响应的一致性,表明了在单向动态载荷作用下,结构质量远小于校准载荷时,使用准静态校准获得的载荷模型测量动态载荷的可行性,并应用于飞机关键结构的动态载荷应变测量。 展开更多
关键词 校准试验 动态载荷 应变法 试验设计
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直升机桨距调节助力器电液加载系统的H_∞控制 被引量：7
6
作者 刘国建 李运华 +1 位作者 郑琦 郭中伟 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期140-143,共4页
基于对某直升机桨距调节液压助力器地面试验用电液负载模拟器的原理分析,建立了电液加载系统的动态模型.由于电液加载系统中存在着结构参数难以精确获取和伺服阀负载流量非线性等不确定性因素,采用传统的经典控制理论设计出的控制器难... 基于对某直升机桨距调节液压助力器地面试验用电液负载模拟器的原理分析,建立了电液加载系统的动态模型.由于电液加载系统中存在着结构参数难以精确获取和伺服阀负载流量非线性等不确定性因素,采用传统的经典控制理论设计出的控制器难以奏效,为此研究了基于H∞理论的电液加载系统的鲁棒控制策略.选择适当的权函数,利用混合灵敏度的方法设计并且采用基于线性矩阵不等式的算法求解出鲁棒控制器.给出了使用鲁棒力控制器的试验结果,结果证明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性. 展开更多
关键词 电液负载模拟器 力控制 鲁棒控制 混合灵敏度
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JL-6飞机抖振边界试飞技术及相关性分析 被引量：7
7
作者 孙勇军 卢晓东 刘娟 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2010年第2期85-88,共4页
主要介绍了JL-6飞机抖振边界试飞的试验技术、测试技术和数据处理技术,给出了JL-6飞机的抖振边界试飞结果;介绍了JL-6飞机的抖振风洞试验的试验技术、试验条件和抖振边界风洞试验结果;利用风洞试验和飞行试验得到的数据进行了JL-6飞机... 主要介绍了JL-6飞机抖振边界试飞的试验技术、测试技术和数据处理技术,给出了JL-6飞机的抖振边界试飞结果;介绍了JL-6飞机的抖振风洞试验的试验技术、试验条件和抖振边界风洞试验结果;利用风洞试验和飞行试验得到的数据进行了JL-6飞机抖振边界相关性分析。 展开更多
关键词 抖振 抖振边界 风洞试验 飞行试验 相关性
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直升机防除冰系统人工结冰试验 被引量：5
8
作者 任智勇 李志鹏 +1 位作者 王俊琦 马丁峰 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期64-69,共6页
为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律,在不同液态水含量和大气温度下,开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验,研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响... 为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律,在不同液态水含量和大气温度下,开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验,研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响,右发进气道较左发更容易结冰;发动机低功率状态下,防冰性能较差,状态升高后,防冰性能改善;旋翼结冰导致发动机状态升高,使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时,旋翼上周期性的“结冰-脱除”,导致发动机参数振荡,振荡周期受环境条件影响不大,而振幅与液态水含量近似呈线性关系。 展开更多
关键词 防除冰系统 涡轴发动机 进气道 人工结冰 飞行试验
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基于CAN总线的飞机重心自动调节系统设计 被引量：3
9
作者 孟武胜 黄鸿 +1 位作者 殷智伟 梁贵毅 《自动化仪表》 CAS 北大核心 2009年第9期49-51,55,共4页
在飞机试飞过程中,为了验证不同重心状态下飞机的可操作性和稳定性,提出了基于DSP的CAN总线重心自动调节系统设计方案。该系统的设计利用通信速度较快的CAN总线技术,提高了系统通信的稳定性和效率,同时减少了系统的布线和负载。实验表明... 在飞机试飞过程中,为了验证不同重心状态下飞机的可操作性和稳定性,提出了基于DSP的CAN总线重心自动调节系统设计方案。该系统的设计利用通信速度较快的CAN总线技术,提高了系统通信的稳定性和效率,同时减少了系统的布线和负载。实验表明,飞机重心自动调节系统达到了飞机试飞的要求,为以后的飞机试飞打下了很好的基础。 展开更多
关键词 CAN 总线技术 重心调节 通信速度 SN65HVD230 可操作性
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基于颤振试飞数字孪生扫频数据重构的模态参数估计
10
作者 胡家亮 吴江鹏 +2 位作者 霍思旭 高一地 郑华 《航空学报》 北大核心 2025年第19期211-223,共13页
在数字孪生试飞中,要采用高质量的试飞数据进行数字模型与实际试飞数据的融合。试飞过程中,飞机不可避免地会受到大气紊流的持续激励,为了消除紊流激励的影响,提高后续信号处理结论的准确性,提出了一种基于颤振试飞数字孪生数据重构的... 在数字孪生试飞中,要采用高质量的试飞数据进行数字模型与实际试飞数据的融合。试飞过程中,飞机不可避免地会受到大气紊流的持续激励,为了消除紊流激励的影响,提高后续信号处理结论的准确性,提出了一种基于颤振试飞数字孪生数据重构的扫频响应模态参数估计方法。首先对实测响应进行时域重构,将其分离为纯粹因扫频引起的结构响应和由紊流激励的结构响应两部分,进而应用子空间算法分别对分离后2种响应数据进行模态参数辨识,最后通过仿真和实测数据对所提出方法进行了验证。结果表明,所提方法可以获得满足数字孪生中虚实融合要求的高质量试飞数据,数据重构后可以获得更加准确、可信的辨识结果。同时由于紊流响应的分离和紊流独特的宽频特性,所提方法对扫频范围以外的模态也可进行有效辨识。 展开更多
关键词 数字孪生试飞 扫频激励 紊流激励 信号重构 模态参数辨识
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推进式螺旋桨振动应力特性飞行试验与分析 被引量：4
11
作者 牛宏伟 郭海东 张永峰 《科学技术与工程》 北大核心 2020年第18期7507-7515,共9页
根据某型飞机单发推进式螺旋桨结构与载荷特征,利用有限元分析确定桨叶振动应力危险部位,设计加装无线电遥测系统进行应变测试,并根据螺旋桨振动应力的影响因素确定飞行试验科目。测试系统装机后开展不同条件的飞行试验,获得了螺旋桨在... 根据某型飞机单发推进式螺旋桨结构与载荷特征,利用有限元分析确定桨叶振动应力危险部位,设计加装无线电遥测系统进行应变测试,并根据螺旋桨振动应力的影响因素确定飞行试验科目。测试系统装机后开展不同条件的飞行试验,获得了螺旋桨在典型工作状态下的静应力和动应力。分析表明静应力基本随高度、速度和滚转角的增大成增大趋势,但在高度5 000 m静应力随滚转角的变化趋势并不明显,动应力随速度增大明显增大,随高度和滚转角增大缓慢增大;通过Compell图和多状态频谱分析发现慢车状态1阶动频与转速2倍频接近,存在共振风险,并给出了改进建议。 展开更多
关键词 螺旋桨 应力 飞行试验 遥测系统 频谱分析 共振
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最小操纵速度飞行试验技术研究 被引量：6
12
作者 刘瑜 王海维 柳勇 《科学技术与工程》 北大核心 2012年第3期607-610,624,共5页
概述了非对称推力情况下飞机的力学原理和产生的影响,通过学习GJB 185—86和CCAR25—7A相关条款,对最小操纵速度试验的相关概念、限制条件和要求进行了总结。结合实践知识和多个飞行员飞行后评述,总结了静态空中最小操纵速度、动态空中... 概述了非对称推力情况下飞机的力学原理和产生的影响,通过学习GJB 185—86和CCAR25—7A相关条款,对最小操纵速度试验的相关概念、限制条件和要求进行了总结。结合实践知识和多个飞行员飞行后评述,总结了静态空中最小操纵速度、动态空中最小操纵速度和地面最小操纵速度飞行试验技术,并通过在BEECH飞机和B737—200模拟器上进行飞行体验验证了试验方法的正确性。 展开更多
关键词 非对称推力 静态空中最小操纵速度 动态空中最小操纵速度 地面最小操纵速度
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X-31A飞机的设计特点和试飞情况 被引量：3
13
作者 张曙光 高浩 《飞行力学》 CSCD 北大核心 1996年第3期9-13,共5页
综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的... 综述了为验证增强战斗机机动性(EFM)计划、衡量过失速机动飞行的可行性及其在近距空战中的战术价值,X-31A飞机在气动布局、大迎角抗偏离设施、推力矢量系统以及飞控系统方面的特点;介绍了X-31A飞机的有关飞行试验情况,特别是循序渐近的四种过失速机动动作以及空战效能评估结果。结果表明,X-31A飞机气动布局合理,能完成过失速机动飞行。且过失速机动技术和推力矢量组合,可以大大地提高飞机近距空战的作战效能。 展开更多
关键词 战斗机 过失速机动 推力矢量 飞行试验
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某电动飞翼无人机横航向稳定性飞行试验研究 被引量：2
14
作者 周明 周洲 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2009年第4期70-73,共4页
针对飞翼横航向稳定性和惯量特征,采用飞行试验的方法进行探索研究。通过设计不同横航向稳定性和不同惯量特征的飞翼试验机,对其进行飞行试验,对比其飞行试验结果,摸索电动飞翼无人机的横航向设计特点以及转动惯量的配置方法。该研究为... 针对飞翼横航向稳定性和惯量特征,采用飞行试验的方法进行探索研究。通过设计不同横航向稳定性和不同惯量特征的飞翼试验机,对其进行飞行试验,对比其飞行试验结果,摸索电动飞翼无人机的横航向设计特点以及转动惯量的配置方法。该研究为此类飞机的稳定性设计提供了依据。 展开更多
关键词 电动飞机 飞翼 飞行试验 稳定性 转动惯量
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民用飞机动力装置溅水试验适航验证方法 被引量：7
15
作者 戚学锋 曾涛 《航空发动机》 2013年第3期55-58,共4页
通过对民用飞机溅水形态进行分析,结合相关适航文件、咨询通告和工业标准,给出了溅水试验中试验速度和飞机构型的选择方法。分别从工程试验和适航验证试验方面,得到溅水试验最严酷状态下的飞机-发动机构型,并通过向适航审查方演示飞机-... 通过对民用飞机溅水形态进行分析,结合相关适航文件、咨询通告和工业标准,给出了溅水试验中试验速度和飞机构型的选择方法。分别从工程试验和适航验证试验方面,得到溅水试验最严酷状态下的飞机-发动机构型,并通过向适航审查方演示飞机-发动机组合在溅水状态下运行的安全性,给出了试验场地设置和试验通过判据的建议值。研究成果可供制定民用飞机动力装置溅水试验方案时参考。 展开更多
关键词 适航取证 民用飞机 动力装置 溅水试验
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失速/尾旋模型自由飞试验的空间设计问题 被引量：2
16
作者 许光明 旷天金 郑忠培 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第2期178-185,共8页
本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已... 本文论述了在制定飞机的失速/尾旋模型自由飞试验总体方案时必须充分考虑的空间利用问题之重要性;分析了制约试验空间的诸因素;提出了设计飞行剖面的工程估算方法——其中一些半经验方法之使用效果已为我们的自由飞试验所证实;以我们已成功地进行过的带动力遥控试验机、摇控热气飞艇带飞/投放、飞机带飞/投放的失速/尾旋模型自由飞试验为例,剖析了组成整个飞行剖面的各个飞行阶段之特点和影响因素,并以此为据提出了充分利用自由飞试验空间的一些见解。 展开更多
关键词 失速 尾旋 模型自由飞 试验
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基于有限元分析的飞机挡水板强度验证飞行试验方法 被引量：2
17
作者 李飞 孙文 张海涛 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第6期58-64,共7页
为防止过量溅水进入发动机进气道,ARJ21-700飞机通过在主起落架机轮间加装挡水板,以有效提升雨雪等复杂天气情况下的运营能力。针对挡水板强度验证飞行试验中存在的难点——如何准确选取应变传感器改装位置和合理设计试验点,首先通过分... 为防止过量溅水进入发动机进气道,ARJ21-700飞机通过在主起落架机轮间加装挡水板,以有效提升雨雪等复杂天气情况下的运营能力。针对挡水板强度验证飞行试验中存在的难点——如何准确选取应变传感器改装位置和合理设计试验点,首先通过分析机轮溅水机理,建立了溅水载荷模型;其次借助有限元分析手段确定了挡水板的应力分布并完成了强度校核;然后根据有限元分析结果完成了应变传感器改装位置选取和试验点设计;最后通过飞行试验完成强度验证。结果表明:挡水板的加装可有效改变溅水形态;有限元分析与飞行试验结果吻合良好,可为其它类似复杂不规则结构提供有益参考和借鉴;挡水板安全裕度足够,并且有较大的减重空间,须进一步优化设计。 展开更多
关键词 挡水板 溅水载荷 有限元分析 强度验证 飞行试验
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全速度范围内确定飞机气动激波修正量 被引量：1
18
作者 张培田 王启 李树有 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2000年第4期54-57,共4页
简要介绍了 GPS方法确定飞机气动激波修正量的原理和测试技术 ,用该方法确定了 J7L飞机直到失速范围内的气动激波修正量。结果表明 ,采用 GPS法 ,通过平飞加、减速飞行 ,可以获得完整的气动激波修正量曲线。试飞动作量少 ,要求容易满足 ... 简要介绍了 GPS方法确定飞机气动激波修正量的原理和测试技术 ,用该方法确定了 J7L飞机直到失速范围内的气动激波修正量。结果表明 ,采用 GPS法 ,通过平飞加、减速飞行 ,可以获得完整的气动激波修正量曲线。试飞动作量少 ,要求容易满足 ,从而大大提高了效率 ,降低了试飞成本。 展开更多
关键词 GPS法 气动激波修正量 失速 飞机 战斗机
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平流层演示飞艇自主飞行试验 被引量：3
19
作者 屈卫东 范启富 《装备指挥技术学院学报》 2007年第1期96-98,共3页
首先对平流层演示飞艇的自主飞行控制系统和遥测遥控系统进行了介绍；然后根据该飞艇的特点，在仿真计算的基础上，进行了自主定点控制器的设计；最后通过飞行试验进行了演示验证。试验结果表明了所设计的艇载自主控制系统和地面遥控遥... 首先对平流层演示飞艇的自主飞行控制系统和遥测遥控系统进行了介绍；然后根据该飞艇的特点，在仿真计算的基础上，进行了自主定点控制器的设计；最后通过飞行试验进行了演示验证。试验结果表明了所设计的艇载自主控制系统和地面遥控遥测系统的可靠性，以及所提出的自主定点控制算法的有效性，此外获得了许多重要和有益的结论。 展开更多
关键词 平流层 飞艇 自主 飞行试验
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高超声速飞行大气数据测量方法研究 被引量：4
20
作者 杜毅洁 潘鹏飞 《战术导弹技术》 2013年第3期37-40,共4页
参考国外的高超声速飞行试验,研究了高超声速飞行试验大气数据测量系统。讨论了静压孔的数量和布局,可以看出9个静压孔的布局方式最优,并同时适合椭球体和楔形飞行器前体。介绍了高超声速流动常用的气动建模方法,及其适用范围和优缺点。
关键词 高超声速飞行 飞行试验 嵌入式大气数据传感系统
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