CN113460328A - 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法 - Google Patents

一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113460328A
CN113460328A CN202110641721.0A CN202110641721A CN113460328A CN 113460328 A CN113460328 A CN 113460328A CN 202110641721 A CN202110641721 A CN 202110641721A CN 113460328 A CN113460328 A CN 113460328A
Authority
CN
China
Prior art keywords
signal
gps
flight
aircraft
atmospheric
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202110641721.0A
Other languages
English (en)
Inventor
江卓远
刘超强
侯洋浩
郝雯超
张启鹏
许鑫
米毅
张冶
贾多
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Civil Aircraft Test Flight Center Of Commercial Aircraft Corp Of China Ltd
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Original Assignee
Civil Aircraft Test Flight Center Of Commercial Aircraft Corp Of China Ltd
Commercial Aircraft Corp of China Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Civil Aircraft Test Flight Center Of Commercial Aircraft Corp Of China Ltd, Commercial Aircraft Corp of China Ltd filed Critical Civil Aircraft Test Flight Center Of Commercial Aircraft Corp Of China Ltd
Priority to CN202110641721.0A priority Critical patent/CN113460328A/zh
Publication of CN113460328A publication Critical patent/CN113460328A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本发明提供了一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法。包括：飞机飞控系统；飞机航电系统；端口箱用于采集飞机飞控系统的舵面信号和飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号；以太网交换机用于传输舵面信号；无线电激励器用于输出无线电高度信号；实时仿真目标机用于实时采集飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数；主机进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；飞机航电系统用于接收飞行仿真信号；主机用于判断飞行仿真信号与主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。该用于民机地面综合动态检测的系统改善了现有技术中不能验证多系统之间的逻辑是否正常的问题。

Description

一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法
技术领域
本发明涉及飞机地面试验技术领域，尤其是涉及一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法。
背景技术
飞机在开展飞行试验前，需要进行机上地面功能试验，虽实现了全机多系统交联，仅验证飞机单个系统是否功能正常，无法验证多系统之间逻辑关系的功能是否正常。因此，通过开发飞机地面综合动态检测系统，实现“人+飞机”的操作回路，完成飞机机载系统的数据采集、处理转化和激励等环节，形成完整的飞机动态综合试验环境。使飞机能够在地面上执行试飞任务模拟，数据交联对接，关键参数的实时测试和控制，以降低试飞风险、保障试飞安全，提高试飞效率。
目前，国内其它相关科研机构运用飞机地面综合动态检测系统参与飞机地面试验的研究几乎空白。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法，该用于民机地面综合动态检测的系统能够解决现有技术中不能验证多系统之间的逻辑是否正常的问题。
为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
一种用于民机地面综合动态检测的系统，包括：
飞机飞控系统；飞机航电系统；
端口箱，其与所述飞机飞控系统和所述飞机航电系统电性相连，所述端口箱用于采集所述飞机飞控系统的舵面信号和所述飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号；
以太网交换机，其与所述端口箱电性相连，用于传输所述舵面信号；
无线电激励器，其与所述以太网交换机电性相连，用于输出无线电高度信号；
实时仿真目标机，其与所述端口箱、所述以太网交换机和所述飞机飞控系统电性相连，用于实时采集所述飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数；
主机，其与所述以太网交换机电性相连，所述主机接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，所述主机将所述舵面信号、航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；所述飞机航电系统与所述主机电性相连，用于接收所述飞行仿真信号；
所述主机用于判断所述飞行仿真信号与所述主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进：
进一步地，所述端口箱包括GPS端口箱、大气端口箱、航姿端口箱和舵面信号采集端口箱，所述GPS端口箱、所述大气端口箱和所述航姿端口箱均与所述飞机航电系统电性相连，所述舵面信号采集端口箱与所述飞机飞控系统电性相连，所述GPS端口箱用于采集所述飞机航电系统的GPS信号，所述大气端口箱用于采集所述飞机航电系统的大气信号，所述航姿端口箱用于采集所述飞机航电系统的航姿信号，所述舵面信号采集端口箱用于采集所述飞机飞控系统的舵面信号。
进一步地，所述实时仿真目标机包括航姿板卡、大气板卡和所述GPS 板卡，所述航姿板卡与所述航姿端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述大气板卡与所述大气端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述GPS板卡和所述GPS端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述航姿板卡用于采集所述飞机航电系统的航姿参数，所述大气板卡用于采集所述飞机航电系统的大气参数，所述GPS板卡用于采集所述飞机航电系统的GPS参数。
进一步地，所述主机包括PC计算机和显示器，所述显示器与PC计算机电性相连，所述显示器用于显示所述PC计算机输出的监控信息，所述 PC计算机用于将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息。
进一步地，所述主机还包括电源模块，所述电源模块与所述PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机、所述以太网交换机电性相连，用于向所述 PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机和所述以太网交换机供电。
一种用于民机地面综合动态检测的方法，所述方法具体包括：
S101，通过端口箱采集飞机飞控系统的舵面信号和所述飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号；
S102，通过以太网交换机传输所述舵面信号；
S103，通过无线电激励器输出无线电高度信号；
S104，通过实时仿真目标机实时采集所述飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数；
S105，通过主机接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，将所述航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；
S106，通过飞机航电系统接收所述飞行仿真信号；
S107，通过主机判断所述飞行仿真信号与所述主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
进一步地，所述S101具体包括，S1011，通过GPS端口箱采集所述飞机航电系统的GPS信号；
S1012，通过大气端口箱采集所述飞机航电系统的大气信号；
S1013，通过航姿端口箱采集所述飞机航电系统的航姿信号。
进一步地，所述S104具体包括，S1041，通过航姿板卡采集所述飞机航电系统的航姿参数；
S1042，通过大气板卡采集所述飞机航电系统的大气参数；
S1043，通过GPS板卡采集所述飞机航电系统的GPS参数。
进一步地，所述S105具体还包括，S1051，通过PC计算机将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息；
S1052，通过显示器显示所述PC计算机输出的监控信息。
进一步地，所述方法还包括S108，通过电源模块向所述PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机和所述以太网交换机供电。
本发明具有如下优点：
本发明中的用于民机地面综合动态检测的系统，通过端口箱采集所述飞机飞控系统的舵面信号和飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号，通过无线电激励器输出无线电高度信号，通过实时仿真目标机实时采集所述飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数，通过主机将所述舵面信号、航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；通过飞机航电系统接收所述飞行仿真信号，通过主机判断所述飞行仿真信号与所述主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验；解决了现有技术中不能验证多系统之间的逻辑是否正常的问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中用于民机地面综合动态检测的系统的控制原理图；
图2为本发明实施例中机柜内部示意图；
图3为本发明实施例中用于民机地面综合动态检测的系统进行民机系统动态检测的抽引和注入的流程图；
图4为本发明实施例中用于民机地面综合动态检测的方法的流程图；
图5为本发明实施例中S101的具体流程图；
图6为本发明实施例中S104的具体流程图；
图7为本发明实施例中S105的具体流程图；
图8为本发明实施例中用于民机地面综合动态检测的方法的具体流程图。
飞机飞控系统10，端口箱20，GPS端口箱201，大气端口箱202，航姿端口箱203，舵面信号采集端口箱204，以太网交换机30，无线电激励器 40，实时仿真目标机50，GPS板卡501，大气板卡502，航姿板卡503，主机60，PC计算机601，显示器602，电源模块603，飞机航电系统70，机柜80。
具体实施方式
下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，一种用于民机地面综合动态检测的系统，所述方法具体包括：
飞机飞控系统10；飞机航电系统70；
端口箱20，其与所述飞机飞控系统10电性相连，所述端口箱20用于采集所述飞机飞控系统10的舵面信号和飞机航电系统70的航姿信号、大气信号和GPS信号；端口箱20通过配套电缆与飞机飞控系统10相连接；
以太网交换机30，其与所述端口箱20电性相连，用于传输所述舵面信号；端口箱20通过网线与以太网交换机30相连接；
无线电激励器40，其与所述以太网交换机30电性相连，用于输出无线电高度信号；无线电激励器40通过网线与以太网交换机30相连接；
实时仿真目标机50，其与所述端口箱20、所述以太网交换机30和所述飞机飞控系统10电性相连，用于实时采集所述飞机飞控系统10的航姿参数、大气参数和GPS参数；实时仿真目标机50通过网线与以太网交换机 30连接；所述的实时仿真目标机50采用NI的PXIe-1082机箱；
主机60，其与所述以太网交换机30电性相连，所述主机60接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，所述主机60将所述舵面信号、航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；
飞机航电系统70与所述主机60电性相连，用于接收所述飞行仿真信号；无线电激励器40通过射频线缆与飞机航电系统70相连接；
所述主机60用于判断所述飞行仿真信号与所述主机60得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
飞机在开展飞行试验前，需要进行机上地面功能试验，通过开发飞机地面综合动态检测系统，实现“人+飞机”的操作回路，完成飞机机载系统的数据采集、处理转化、激励等环节，形成完整的飞机动态综合试验环境。使飞机能够在地面上执行试飞任务模拟，数据交联对接，关键参数的实时测试和控制，以降低试飞风险、保障试飞安全，提高试飞效率。
本发明设计方案的可行性好，可靠性高，能够快速的实现民机动态检测的任务；本发明首次实现了民机飞控系统的舵面信号抽引和解算，并能够通过飞行仿真模型输出响应信号；
本发明首次实现了航姿、大气、GPS的数据融合功能，并能够结合飞控产生的信号输出到驾驶舱进行显示，实现了在地面激励飞机达到飞行模拟和地面动态检测的目的。
本发明基于Windows平台、LabVIEW测试软件、Matalab/Simulink建模软件、RT-LAB实时仿真平台，建立了飞机仿真模型库、测试参数监控界面、视景系统Flight gear，构成了整个软件系统。飞机仿真模型库包括发动机模型、起落架模型、质量特性模型、大气模型、惯导组件模型、机载GPS 模型、仪表着陆系统模型、无线电高度表模型、飞行动力学模型等构成了飞机地面综合动态测试系统的基础。飞机仿真模型库根据接口定义实时传输仿真信号，并与抽引信号进行数据融合，传输给飞机本体，并在监控界面中进行显示。飞机地面综合动态检测系统的模型架构。
进一步地，所述端口箱20包括GPS端口箱201、大气端口箱202、航姿端口箱203和舵面信号采集端口箱204，所述GPS端口箱201、所述大气端口箱202、所述航姿端口箱203、所述舵面信号采集端口箱204均与所述飞机航电系统70电性相连，所述GPS端口箱201用于采集所述飞机航电系统70的GPS信号，所述大气端口箱202用于采集所述飞机航电系统70的大气信号，所述航姿端口箱203用于采集所述飞机航电系统70的航姿信号，所述舵面信号采集端口箱204用于采集飞机飞控系统10的舵面信号。
进一步地，所述实时仿真目标机50包括航姿板卡503、大气板卡502 和所述GPS板卡501，所述航姿板卡503与所述航姿端口箱203和所述以太网交换机30电性相连，所述大气板卡502与所述大气端口箱202和所述以太网交换机30电性相连，所述GPS板卡501和所述GPS端口箱201和所述以太网交换机30电性相连，所述航姿板卡503用于采集所述飞机航电系统70的航姿参数，所述大气板卡502用于采集所述飞机航电系统70的大气参数，所述GPS板卡用于采集所述飞机航电系统70的GPS参数。所述的航姿板卡503、大气板卡502、GPS板卡501采用PXI 8252。
进一步地，所述主机60包括PC计算机601和显示器602，所述显示器602与PC计算机601电性相连，所述显示器602用于显示所述PC计算机601输出的监控信息，所述PC计算机601用于将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息。PC计算机601采用的是数据处理速度快，显卡精度高的硬件设备；所述的显示器602采用24寸高清液晶显示器602；
进一步地，所述主机60还包括电源模块603，所述电源模块603与所述PC计算机601、显示器602、所述实时仿真目标机50、所述以太网交换机30电性相连，用于向所述PC计算机601、显示器602、所述实时仿真目标机50和所述以太网交换机30供电。所述电源模块603为UPS电源；
本实施例基于ARJ21-700飞机飞控系统10和飞机航电系统70进行舵面信号抽引，航姿、大气、GPS、无线电高度429信号注入。
本发明的硬件系统中，PC计算机601采用的是数据处理速度快，显卡精度高的硬件设备；所述的实时仿真目标机50采用NI的PXIe-1082机箱；所述的航姿PXI板卡、大气PXI板卡、GPS PXI板卡采用PXI 8252。之所以采用该配置，主要有以下原因：①Windows平台、LabVIEW测试软件、 Matalab/Simulink建模软件、RT-LAB实时仿真平台对计算机平台提出了较高要求。②由于数据采集信号数量多，429数据信号注入也较多，需采用 PXI 8252板卡达到数据采集和注入的要求。
如图2所示，将以太网交换机30、实时仿真目标机50和电源模块603 安装在铝合金机柜80。如图3所示，将用于民机地面综合动态检测的系统初始化，通过端口箱20采集舵面信号、采集航姿、大气、GPS 429信号；通过无线电激励器40采集无线电激励信号；将采集到的舵面信号通过得到拟合舵面角度，将拟合舵面角度与飞机飞控系统10舵面角度对比，判断拟合舵面角度和飞机飞控系统10舵面角度是否相同，若是，通过主机60将舵面信号、航姿信号、大气信号、GPS信号和无线电激励信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号，判断数据融合是否达到标准，若是，仪表显示姿态、高度等，运行结束，若否，继续融合；
系统主要通过模型仿真和信号激励的方式构建飞机真实飞行所需的闭环回路，进而实现飞机的地面综合动态监测任务。该系统依据模块化设计思想，采用上下位机设计模式，保证系统架构设计的科学性以及系统仿真的同步性、实时性和可靠性。上位机运行WINDOWS操作系统，用于实现友好的人机交互；下位机采用PXI实时仿真目标机，运行Redhat实时操作系统，基于RT-LAB实时仿真平台保证各仿真模型实时性和同步性。上下位机基于以太网协议实现上下位机的交互，包括数据交互和控制指令传输。
整个系统的软件层面以实时仿真平台为核心，通过仿真主机软件实现对仿真模型的管理，模型的编译加载以及运行控制；通过监控软件实现对仿真试验过程中系统的各种状态信息进行图形化的显示；通过飞机人机交互接口软件来读取实时仿真的数据，驱动相应的视景显示系统进行飞机飞行状态、环境、地貌、舱内显示状态等的实时动画显示；通过无线电高度表动态激励软件，根据实时仿真的结果发送动态激励信号对无线电高度表进行动态激励。在实时仿真平台的底层Redhat操作系统中，集成了相应的 429板卡、模拟量、离散量等I/O接口的驱动，能够方便的根据实时仿真的结果发出相应的信号，并采集相应的信号，完成整个系统的实时闭环。
仿真模型：飞机地面综合动态监测系统用于在地面模拟ARJ21的飞行性能，对驾驶员进行地面盲飞训练等，需要提供高精度整机飞行动力学模型、发动机模型、起落架模型、大气环境模型等。飞行仿真的建模基于风洞试验的气动数据，要能够正确反映飞行姿态、气动力、推力、温度对飞行状态的影响；飞机地面综合动态监测系统在Matlab/Simulink下采用模块化的建模方法，使得各模块相互独立，具备动态建模、验证能力，最终对所有模型集成调试。下图是基于Simulink的飞机仿真模型设计。
飞机地面综合动态监测系统模型架构按照模块化原则设计，针对每个模型分别建模，按照接口关系进行交联和集成调试。飞行动力学模型包括飞机6自由度运动方程和空气动力学模型。
其中飞机6自由度运动方程模拟ARJ21飞机6自由度全量方程，完成飞机6自由度刚体运动方程解算，以及飞机受到气动力和力矩、地面反作用力和力矩、发动机作用力和力矩时飞机运动响应，解算飞机飞行状态参数。采用四元素法，避免模型解算时出现奇异值。以下列出英美坐标系下，飞机6自由度运动方程的12个方程：
1)x方向机体加速度:
Figure RE-GDA0003245203440000111
2)y方向机体加速度:
Figure RE-GDA0003245203440000112
3)z方向机体加速度:
Figure RE-GDA0003245203440000113
4)机体旋转角加速度p:
Figure RE-GDA0003245203440000114
5)机体旋转角加速度q:
Figure RE-GDA0003245203440000121
6)机体旋转角加速度r:
Figure RE-GDA0003245203440000122
7)偏航角变化率:
Figure RE-GDA0003245203440000123
8)俯仰角变化率:
Figure RE-GDA0003245203440000124
9)横滚角变化率:
Figure RE-GDA0003245203440000125
10)x方向航迹速度：
Figure RE-GDA0003245203440000126
11)y方向航迹速度:
Figure RE-GDA0003245203440000127
12)z方向航迹速度:
Figure RE-GDA0003245203440000128
依照以上方程，建立6自由度运动方程模型。该模型首先获取飞机所受的力(气动力、发动机推力、起落架力和重力)，然后计算飞机加速度并且积分求速度，进而解算出飞机的各种飞行状态，并实时输出到飞机地面综合动态监测系统的其他分系统。
空气动力学模型完成ARJ21飞机空气动力特性仿真，根据飞机当前的速度、高度、攻角、侧滑角、飞机重心位置以及角速率等飞行参数、操纵面(包括襟翼、调整片、扰流片)和起落架位置，利用飞机6自由度方程解算飞机的气动力和力矩。其中气动力/力矩包括升力、阻力、侧力、滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩。空气动力模型应模拟以下气动效应：
1)副翼、方向舵、升降舵、襟翼、调整片和扰流板(减速板)等气动操纵面偏转引起的气动效应；2)起落架收放运动的气动效应；3)侧滑引起的气动效应；4)模拟大迎角、非线性气动特性；5)在不同大气环境中飞行的气动响应，包括起降侧风、突风、紊流等。
在飞行动力学建模与仿真中，气动特性通常由升力系数、阻力系数、侧力系数、滚转力矩系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数等6个无因次系数描述，而每一个无因次系数又由反映飞行状态参数、舵偏角、干扰以及环境参数等影响的若干气动导数组成。
1)升力系数CL：
Figure RE-GDA0003245203440000131
2)阻力系数CD:
Figure RE-GDA0003245203440000132
3)侧力系数CY：
Figure RE-GDA0003245203440000133
4)滚转力矩系数Cl：
Figure RE-GDA0003245203440000134
5)俯仰力矩系数Cm：
Figure RE-GDA0003245203440000141
6)偏航力矩系数Cn：
Figure RE-GDA0003245203440000142
以上气动力和气动力矩系数中，分别考虑了气流角、飞行马赫数、气动阻尼、气动舵面偏角、襟翼、扰流板、洗流时差、起落架收放状态、地效、气动弹性、扰流板等各种因素较全面的非线性影响，因而可以准确地反映飞机在各种运动状态下的气动特性。
以上6个气动系数可根据当前时刻的飞机形态及运动参数，通过对机型数据库中对应的数据进行查询，使用插值算法计算出各个系数。在获取气动系数后，经过有因次化和矩阵变换，即可获得用于动力学方程计算的气动力和气动力矩。在稳定性坐标系下，气动力和力矩的计算方法为：
D＝CDpV2S/2；L＝CLpV2S/2；Y＝CrpV2S/2；l＝ClpV2Sb/2
Figure RE-GDA0003245203440000143
N＝CnpV2Sb/2
据此，我们建立了空气动力学Simulink模型。质量特性模块：
质量特性模块模拟ARJ21飞机质量、质心和转动惯量的变化对飞机性能和操纵特性的影响。飞机的重量由空机重量、燃油重量、载荷重量组成，根据飞机燃油消耗和载重变化(载客数量)，模拟飞机重量重心和转动惯量变化。质量特性模型实现以下功能：
1)燃油消耗质量变化，以及燃油不平衡引起的飞机重心和转动惯量变化；2)不同纬度下重力加速度的变化；3)起落架收放对飞机质量影响。
飞机转动惯量是飞机作转动运动时的度量，它是飞机固有的质量特性参数，飞机转动惯量的大小取决于飞机的质量和质量分布以及飞机作转动运动时所对应的转轴的位置。
物体的转动惯量的一般表达式为：
Ix＝Σmi(yi 2+zi 2)；Iy＝Σmi(zi 2+xi 2)；Iz＝Σmi(xi 2+yi 2)
Ixy＝Σmixiyi；Iyz＝Σmiyizi；Izx＝∑mizixi
其中，Ix、Iy、Iz分别为相对飞机体轴系(X、Y、Z)轴的惯性矩，Ixy、 Iyz、Izx分别为相应的惯性积，mi为飞机第i个元件的质量，xi、yi、zi分别为第i个元件的重心在X、Y、Z轴上的坐标值。
质量分布方面在这里就不再赘述，按照上述转动惯量以及质量分布的特性建立质量特性模型。
发动机模型：发动机模型能够模拟飞行性能范围内ARJ21飞机发动机的工作状态并根据外界环境、燃油参数进行状态更新。同时将油门杆位移量转换为模型需要的信号，进行发动机性能计算。实现功能如下：
1)发动机操纵引起的动力装置响应(如拉力、转速)变化特性；2) 大气环境、飞行高度、飞行速度对动力装置响应的影响；3)模拟不同飞行环境和飞行状态下的飞机燃油特性；4)飞行仿真动力装置使用限制条件应与真实飞机动力装置使用限制条件一致。
对于几何不变的发动机，只要发动机中绝对运动和相对运动的气流马赫数相等，发动机的工作状态就相似。这两个相似准则可以换算为飞行马赫数Ma、飞行高度和发动机转速相似参数
Figure RE-GDA0003245203440000164
TA *为环境大气总温。当发动机工作在相似状态时，各截面对应点上同类物理量的比值和相似参数各娄常数。可以得到以下各式，其中i表示第i截面。
Figure RE-GDA0003245203440000162
进一步推理可知，只要在马赫数和高度已知的条件下，再已知以上任意一个参数，发动机的相似工作状态也就唯一确定了，并且其他的相似参数也由这两个相似参数唯一确定。
当高度、马赫数和Pi */PA *已知时，根据相似理论及其推论，发动机的通用特性可表示为：
Thrust/PA *＝f1(H,Ma,Pi */PA *)；
Figure RE-GDA0003245203440000163
从式中可知，只要确定发动机的三个相似工作参数，就可确定该工作点。我据此得到发动机模型的建模思路：先建立操纵变量、飞行条件和发动机相似参数之间的关系，求出发动机的相似工作点，然后根据相似法的准则，将相似参数换算到实际飞行条件中去，得到发动机的实际输出性能参数。据此建模思路建立了发动机模型库。
该发动机模型包含助推器模块、发动机瞬态响应模块、喷气式发动机模块、推进器动力需求计算模块、推力分量模块等。
其中Twin_Jet_Engine_systemblock和Piston_Engine_Propeller_systemblock，是两个较完备的模型，可以用作模板来建立特定的发动机模型。
起落架模型：起落架模型模拟地面和空中两种工作状态。在地面时模拟ARJ21飞机起落架机轮与地面摩擦力和力矩、支撑力和力矩、刹车响应和转弯力和力矩；在空中模拟飞机起落架收起、放下、以及收放构型变化对飞机空气动力效应影响。起落架模型实现的功能如下：
1)轮胎与地面的相对运动，以及由此产生的摩擦作用力和力矩、支撑力和力矩；2)飞机刹车功能特性；3)飞机转弯功能特性；4)起落架收放运动气动效应。
本方案中采用的起落架模型主要包括轮胎模型、缓冲模型、左右起落架和前起落架模型，用以模拟飞机与地面相互作用的情况。下面是对其中轮胎模型、缓冲模型和起落架模型的介绍。
1)轮胎模型：作用于轮胎上的力(地面坐标系)首先传递到轮轴(轮轴坐标系与机体坐标系平行)上，然后，通过缓冲器传递到起落架与机体的连接处。轮胎所受的力由下式计算：
Figure RE-GDA0003245203440000172
式中，N为轮胎在纵向、径向和侧向所受的载荷；Kδ、Cδ分别为等效刚度系数和等效阻尼系数，由于轮胎本身的固有特性——具有粘性阻尼作用而吸收能量，故与下述参量有关：能承受的最大吸收功量、最大压缩力、最大压缩量，根据经验公式有：
Figure RE-GDA0003245203440000171
其中：Δδ：轮胎压缩量；Delt：轮胎最大允许压缩量：Amax：轮胎允许吸收的最大功量。Pmax：轮胎最大允许压缩力。
2)缓冲器模型：由于飞机着陆地面高速滑跑时，会产生较大的撞击载荷，缓冲器将吸收功量减小飞机作用在机轮上的载荷。以常用的单腔油液式缓冲器为例，在轴向力方向上只考虑空气弹簧力、油液阻尼力。气腔受压缩是一个瞬时过程，与外界没有热交换，是一个绝热过程，由热力学可知道：
p0v0 T＝const
从而可以推导出空气弹簧力：
Figure RE-GDA0003245203440000181
正行程时Km前取正号，反行程时Km前取负号。根据流体力学经典的局部压力损失理论，可得出油液阻尼力。
Figure RE-GDA0003245203440000182
其中：sk：气腔活塞面积；r0：油液密度；Sz、Sr：油腔正、反行程活塞面积；seg：压缩空气指数；km：摩擦系数；Az、Ar：正、反行程主油孔(阻尼孔)面积；p0：气腔初始压力；δ：缓冲器行程；Kesa、KesaL：正、反行程油液阻尼系数；V0：气腔初始容积；Szl、Srl：正、反行程回油腔有效压油面积；AzL、ArL：正、反行程回油孔有效过流面积；
Figure RE-GDA0003245203440000183
为油液阻尼系数，这里需要指出的是油液阻尼系数是随压力、温度变化的，但在工程计算中，可以不考虑它的变化，C是油孔的流量系数。
3)起落架模型：因为起落架和飞机非刚性连接，在刹车力作用下产生水平位移和角位移。但因支柱为悬臂粱，角位移非常小，可以忽略不计。所以起落架横向刚度模型可看作一个质量一弹簧一阻尼系统，采用一个等效的二阶方程来表示。
Figure RE-GDA0003245203440000191
其中，da：轮轴处起落架变形引起的航向振动位移量；Ksn：阻尼比； K0：动态刚度；dv：轮轴处起落架变形引起的航向振动速度；Wn：固有频率。
由以上模型组成了起落架模型。
机载GPS模型：机载GPS的基本原理是测量出已知位置的卫星到用户接收机之间的距离，然后综合多颗卫星的数据就可知道接收机的具体位置。要达到这一目的，卫星的位置可以根据星载时钟所记录的时间在卫星星历中查出。而用户到卫星的距离则通过纪录卫星信号传播到用户所经历的时间，再将其乘以光速得到发射导航电文。导航电文包括卫星星历、工作状况、时钟改正、电离层时延修正、大气折射修正等信息。它是从卫星信号中解调制出来，以50b/s调制在载频上发射的。导航电文每个主帧中包含5 个子帧每帧长6s。前三帧各10个字码；每三十秒重复一次，每小时更新一次。后两帧共15000b。导航电文中的内容主要有遥测码、转换码、第1、2、 3数据块，其中最重要的则为星历数据。当用户接受到导航电文时，提取出卫星时间并将其与自己的时钟做对比便可得知卫星与用户的距离，再利用导航电文中的卫星星历数据推算出卫星发射电文时所处位置，用户在 WGS-84大地坐标系中的位置速度等信息便可得知。惯导组件模型：
惯性导航系统是完全自主式导航技术，现已广泛应用于航空、航海、航天等领域。通常有两种模式：
a)平台惯性导航系统
平台惯性导航系统是将惯性器件陀螺仪与加速度计安装在由框架构成稳定平台上，通过陀螺仪敏感平台的角运动，通过平台稳定回路使平台跟踪给定坐标系保持指向上的稳定；加速度计的敏感轴指向也是明确的，加速度计的输出信息由导航计算机处理，可以方便的提取载体的加速度，就是载体速度、位置及对平台的空置量。在实现定位的同时，载体的航向、姿态参数可以从稳定平台上的框架轴上直接测量得到。
b)捷联惯性导航系统
捷联惯性导航系统是将惯性器件陀螺仪、加速度计构成的惯性测量单元直接与载体固联，测量得到的载体角度速度与线运动参数是沿载体固联的坐标轴上的分量。导航计算机通过计算“姿态矩阵”可以将加速度信息转换到惯性坐标系或当地地理坐标系，从而实现“数学平台”，然后再进行速度及位置计算。
大气机模型：大气机是一种多输入多输出的机载综合测量系统，又称大气数据中心仪。它根据传感器测得的少量原始信息，如静压、总压、总温、迎角等计算出较多的与大气数据有关的参数，如飞行高度、高度偏差、升降速度、真实空速、指示空速、马赫数、马赫数变化率、总温、真实静压、大气静温、大气密度比、真实迎角等，送给航电仪表显示、飞行控制、导航等机载系统。
大气数据仿真模块提供绝对温度、压力、密度、声速和高度参考，并计算空速等大气数据，该模块考虑了攻角、侧滑角、动态压力、温度、高度和风力的因素。
仪表着陆系统模型：仪表着陆系统(Instrument Landing System,ILS)又译为仪器降落系统，盲降系统，是应用最为广泛的飞机精密进近和着陆引导系统。它的作用是由地面发射的两束无线电信号实现航向道和下滑道指引，建立一条由跑道指向空中的虚拟路径，飞机通过机载接收设备，确定自身与该路径的相对位置，使飞机沿正确方向飞向跑道并且平稳下降高度，最终实现安全着陆。因为仪表着陆系统能在低天气标准或飞行员看不到任何目视参考的天气下，引导飞机进近着陆，所以人们就把仪表着陆系统称为盲降。一个完整的仪表着陆系统包括方向引导、距离参考和目视参考系统。
方向引导系统：航向台(Localizer,LOC/LLZ)，位于跑道进近方向的远端，波束为角度很小的扇形，提供飞机相对与跑道的航向道(水平位置) 指引；
下滑台(Glide Slope,GS或Glide Path,GP)，位于跑道入口端一侧，通过仰角为3度左右的波束，提供飞机相对跑道入口的下滑道(垂直位置) 指引；
距离参考系统：指点标，(Marker Beacon)，距离跑道从远到近分别为外指点标(Outer Marker,OM)，中指点标(Middle Marker,MM)和内指点标(Inner Marker,IM)，提供飞机相对跑道入口的粗略的距离信息，通常表示飞机在依次飞过这些信标台时，分别到达最终进近定位点(Final Approach Fix,FAF)。
因此，仪表着陆系统需向正在进行着陆过程中的航空器提供着陆引导信息，包括航向道信息，下滑道信息和距离信息。
利用仪表着陆系统，飞机实现无视野盲降，仪表着陆系统模型需虚拟机场位置和方向，并向飞机航电显示仪表提供数据驱动，根据上述原理，需提供三组数据驱动。
1)提供与跑道中心线左右对准的信号，模拟航向信标台(LOC)输出，信号由跑道入口(近端)开始，呈扇形指向跑道远端方向，并向飞机的来向扩展。离跑道越远，扇形所履盖的范围越大。通常，飞机位于跑道延长线偏角35度的范围内(即扇形中心角70度)时，才能接收到有效的LOC 信号(即座舱中的LOC仪表指针在满偏范围以内)。
2)提供航向垂直方向定义飞机下降高度的信号，模拟下滑信标台(GS) 输出，信号中心线与跑道平面所成的倾角一般为3度，GS信号范围是有一定“厚度”的，GS信号在垂直方向上的扇形中心角约为1.4度。离天线1 英里(约1.6公里)处，GS信号约厚140英尺。也就是说，飞到离天线1 英里时，如果飞机高度与信号中心线偏差大于70英尺，就收不到有效的GS信号了(座舱中的GS指针在满偏范围以外)。
3)提供与跑道机场距离的信号，模拟距离信标信号输出，在飞机来向的跑道延长线上相隔一定距离安装有三个垂直向上发射信号的低功率信标电台，当飞机在信标上空通过时，就接收到信号，座舱中的信标灯就点亮，并伴有摩尔斯电码的音频信号。飞行员可据此判断飞机与跑道的大致相对位置。通过远台(OM)上空时，座舱中的OM信号灯(蓝色)点亮，摩尔斯电码声音为“长，长，长”。OM通常是飞机切入电子下滑道GS的位置，通过OM上空时，座舱中的GS指针应在中央位置。
通过中台(MM)上空时，座舱中的MM信号灯(琥珀色)点亮，摩尔斯电码声音为“短，长，短，长”。通过近台(IM)上空时，座舱中的 IM信号灯(白色)点亮，摩尔斯电码声音为“短，短，短，短”。
图形化监控；图形化监控软件通过LabVIEW开发出相应的管理与测控软件，通过调用RT-LAB的API接口实时读取仿真数据进行图形化显示，并能实时将人机交互子系统中的相关控制指令下发到实时仿真系统中。
图形化的界面基于LabVIEW虚拟仪表风格，可以直接管理仿真机上的各个I/O模块，并能定制增加定制界面，通过拖放操作与模型中的变量关联。
关键特性：完全集成RT-LAB仿真模型的控制功能，能实现模型启动、暂停、停止和在线调参等功能；可嵌入Python脚本，实现自动化测试；内置多个监控面板；无需Labview编程，可以将图形控件与仿真模型的变量信号自定义映射关系。
监控面板可完全控制；支持多窗口、多标签切换，可以是实现复杂模型的监控。无线电高度表激励系统组成：无线电高度表的激励采用艾法斯公司开发的Radio AltimeterSet专用设备ALT-8000。ALT-8000已经被用来测试罗克韦尔柯林斯公司的ALT-4000无线电高度表设备。
ALT-8000设备可以通过网线与远程控制设备连接。远程控制设备可以接收飞行仿真系统发出的飞机的实时无线电高度数据，并通过以太网将实时高度数据指令下达到ALT-8000，激励无线电高度表输出相应高度数据。
无线电高度表激励系统软件界面主要实现如下功能：无线电高度表激励系统软件可以实现静态激励和动态激励的切换，静态激励可以自行设置无线电高度表的高度值，动态激励可以从飞行仿真系统接收无线电高度参数，并发送给ALT-8000设备。静态激励界面，在静态激励界面中不仅可以设置无线电高度表高度值，还可以设置RF Level、类型和AID。动态激励界面可以监控从飞行仿真接收的无线电高度表数据。无线电高度表激励系统软件提供启动/停止按钮。
如图4所示，一种用于民机地面综合动态检测的方法，所述方法具体包括：
S101，端口箱采集舵面信号、航姿信号、大气信号和GPS信号；
本步骤中，通过端口箱20采集飞机飞控系统10的舵面信号和飞机航电系统70的航姿信号、大气信号和GPS信号；
S102，以太网交换机传输舵面信号；
本步骤中，通过以太网交换机30传输所述舵面信号；
S103，无线电激励器输出无线电高度信号；
本步骤中，通过无线电激励器40输出无线电高度信号；
S104，实时仿真目标机采集航姿参数、大气参数和GPS参数；
本步骤中，通过实时仿真目标机50实时采集所述飞机飞控系统10的航姿参数、大气参数和GPS参数；
S105，主机进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；
本步骤中，通过主机60接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，将所述航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；
S106，飞机航电系统接收飞行仿真信号；
本步骤中，通过飞机航电系统70接收所述飞行仿真信号；
S107，主机判断飞行仿真信号与主机60得到的监控信息是否一致；
本步骤中，通过主机60判断所述飞行仿真信号与所述主机60得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
如图5所示，所述S101具体包括，S1011，GPS端口箱采集GPS信号；
本步骤中，通过GPS端口箱201采集所述飞机航电系统70的GPS信号；
S1012，大气端口箱采集大气信号；
本步骤中，通过大气端口箱202采集所述飞机航电系统70的大气信号；
S1013，航姿端口箱采集航姿信号；
本步骤中，通过航姿端口箱203采集所述飞机航电系统70的航姿信号。
如图6所示，所述S104具体包括，S1041，航姿板卡采集航姿参数；
本步骤中，通过航姿板卡503采集所述飞机航电系统70的航姿参数；
S1042，通过大气板卡采集大气参数；
本步骤中，通过大气板卡502采集所述飞机航电系统70的大气参数；
S1043，通过GPS板卡采集GPS参数；
本步骤中，通过GPS板卡采集所述飞机航电系统70的GPS参数。
如图7所示，所述S105具体还包括，S1051，PC计算机得到舵面偏度信息；
本步骤中，通过PC计算机601得到舵面偏度信息；
本步骤中，通过PC计算机601将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息；
S1052，通过显示器显示监控信息；
本步骤中，通过显示器602显示所述PC计算机601输出的监控信息。
如图8所示，所述方法还包括S108，通过电源模块供电；
本步骤中，通过电源模块603向所述PC计算机601、显示器602、所述实时仿真目标机50和所述以太网交换机30供电。
该用于民机地面综合动态检测的系统使用过程如下：
使用时，通过端口箱20采集飞机飞控系统10的舵面信号和飞机航电系统70的航姿信号、大气信号和GPS信号；通过以太网交换机30传输所述舵面信号；通过无线电激励器40输出无线电高度信号；通过实时仿真目标机50实时采集所述飞机航电系统70的航姿参数、大气参数和GPS参数；通过主机60接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，将所述航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；通过飞机航电系统70接收所述飞行仿真信号；通过主机60判断所述飞行仿真信号与所述主机60得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。

Claims (10)

1.一种用于民机地面综合动态检测的系统，其特征在于，包括：
飞机飞控系统；
飞机航电系统；
端口箱，其与所述飞机飞控系统和所述飞机航电系统电性相连，所述端口箱用于采集所述飞机飞控系统的舵面信号和所述飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号；
以太网交换机，其与所述端口箱电性相连，用于传输所述舵面信号；
无线电激励器，其与所述以太网交换机电性相连，用于输出无线电高度信号；
实时仿真目标机，其与所述端口箱、所述以太网交换机和所述飞机飞控系统电性相连，用于实时采集所述飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数；
主机，其与所述以太网交换机电性相连，所述主机接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，所述主机将所述舵面信号、航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；所述飞机航电系统与所述主机电性相连，用于接收所述飞行仿真信号；
所述主机用于判断所述飞行仿真信号与所述主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
2.根据权利要求1所述的用于民机地面综合动态检测的系统，其特征在于，所述端口箱包括GPS端口箱、大气端口箱、航姿端口箱和舵面信号采集端口箱，所述GPS端口箱、所述大气端口箱和所述航姿端口箱均与所述飞机航电系统电性相连，所述舵面信号采集端口箱与所述飞机飞控系统电性相连，所述GPS端口箱用于采集所述飞机航电系统的GPS信号，所述大气端口箱用于采集所述飞机航电系统的大气信号，所述航姿端口箱用于采集所述飞机航电系统的航姿信号，所述舵面信号采集端口箱用于采集所述飞机飞控系统的舵面信号。
3.根据权利要求2所述的用于民机地面综合动态检测的系统，其特征在于，所述实时仿真目标机包括航姿板卡、大气板卡和所述GPS板卡，所述航姿板卡与所述航姿端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述大气板卡与所述大气端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述GPS板卡和所述GPS端口箱和所述以太网交换机电性相连，所述航姿板卡用于采集所述飞机航电系统的航姿参数，所述大气板卡用于采集所述飞机航电系统的大气参数，所述GPS板卡用于采集所述飞机航电系统的GPS参数。
4.根据权利要求1所述的用于民机地面综合动态检测的系统，其特征在于，所述主机包括PC计算机和显示器，所述显示器与PC计算机电性相连，所述显示器用于显示所述PC计算机输出的监控信息，所述PC计算机用于将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息。
5.根据权利要求4所述的用于民机地面综合动态检测的系统，其特征在于，所述主机还包括电源模块，所述电源模块与所述PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机、所述以太网交换机电性相连，用于向所述PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机和所述以太网交换机供电。
6.一种用于民机地面综合动态检测的方法，其特征在于，所述方法具体包括：
S101，通过端口箱采集飞机飞控系统的舵面信号和所述飞机航电系统的航姿信号、大气信号和GPS信号；
S102，通过以太网交换机传输所述舵面信号；
S103，通过无线电激励器输出无线电高度信号；
S104，通过实时仿真目标机实时采集所述飞机飞控系统的航姿参数、大气参数和GPS参数；
S105，通过主机接收所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息，将所述航姿参数、大气参数、GPS参数和所述无线电高度信号进行飞行仿真模拟和数据融合得到飞行仿真信号；
S106，通过飞机航电系统接收所述飞行仿真信号；
S107，通过主机判断所述飞行仿真信号与所述主机得到的监控信息是否一致，若是，结束试验。
7.权利要求6所述的用于民机地面综合动态检测的方法，其特征在于，所述S101具体包括，S1011，通过GPS端口箱采集所述飞机航电系统的GPS信号；
S1012，通过大气端口箱采集所述飞机航电系统的大气信号；
S1013，通过航姿端口箱采集所述飞机航电系统的航姿信号。
8.根据权利要求6所述的用于民机地面综合动态检测的方法，其特征在于，所述S104具体包括，S1041，通过航姿板卡采集所述飞机航电系统的航姿参数；
S1042，通过大气板卡采集所述飞机航电系统的大气参数；
S1043，通过GPS板卡采集所述飞机航电系统的GPS参数。
9.根据权利要求6所述的用于民机地面综合动态检测的方法，其特征在于，所述S105具体还包括，S1051，通过PC计算机将所述舵面信号后进行数据解算得到舵面偏度信息；
S1052，通过显示器显示所述PC计算机输出的监控信息。
10.根据权利要求9所述的用于民机地面综合动态检测的方法，其特征在于，所述方法还包括S108，通过电源模块向所述PC计算机、显示器、所述实时仿真目标机和所述以太网交换机供电。
CN202110641721.0A 2021-06-09 2021-06-09 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法 Pending CN113460328A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110641721.0A CN113460328A (zh) 2021-06-09 2021-06-09 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110641721.0A CN113460328A (zh) 2021-06-09 2021-06-09 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113460328A true CN113460328A (zh) 2021-10-01

Family

ID=77869428

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110641721.0A Pending CN113460328A (zh) 2021-06-09 2021-06-09 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113460328A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113838313A (zh) * 2021-11-29 2021-12-24 中国民用航空总局第二研究所 一种航向信标航道余隙抖动的障碍物识别方法
CN114488118A (zh) * 2022-01-25 2022-05-13 中国电子科技集团公司第十研究所 机载航管应答机的试飞数据分析处理方法、装置及系统
CN117711208A (zh) * 2024-02-05 2024-03-15 中国民用航空总局第二研究所 建筑物位置和分布对航向信标台航道抖动影响分析方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103744419A (zh) * 2013-12-27 2014-04-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 组合型靶弹仿飞测试系统
CN105501464A (zh) * 2015-12-16 2016-04-20 成都赫尔墨斯科技有限公司 试飞测试航空机载无线电通讯与导航系统性能的方法
CN106773791A (zh) * 2017-01-16 2017-05-31 万微微 一种飞行控制系统试验装置
CN108196141A (zh) * 2017-11-03 2018-06-22 中航通飞研究院有限公司 一种航电系统柔性试验平台及航电集成验证方法
CN109991875A (zh) * 2019-03-22 2019-07-09 西安爱生技术集团公司 一种无人机综合仿真系统及方法
CN110187648A (zh) * 2019-06-03 2019-08-30 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机无线电系统集成仿真模拟测试系统
CN110928201A (zh) * 2019-12-26 2020-03-27 上海科梁信息工程股份有限公司 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统
US20210035453A1 (en) * 2019-08-01 2021-02-04 Honeywell International Inc. Systems and methods to utilize flight monitoring data

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103744419A (zh) * 2013-12-27 2014-04-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 组合型靶弹仿飞测试系统
CN105501464A (zh) * 2015-12-16 2016-04-20 成都赫尔墨斯科技有限公司 试飞测试航空机载无线电通讯与导航系统性能的方法
CN106773791A (zh) * 2017-01-16 2017-05-31 万微微 一种飞行控制系统试验装置
CN108196141A (zh) * 2017-11-03 2018-06-22 中航通飞研究院有限公司 一种航电系统柔性试验平台及航电集成验证方法
CN109991875A (zh) * 2019-03-22 2019-07-09 西安爱生技术集团公司 一种无人机综合仿真系统及方法
CN110187648A (zh) * 2019-06-03 2019-08-30 西安飞机工业（集团）有限责任公司 一种飞机无线电系统集成仿真模拟测试系统
US20210035453A1 (en) * 2019-08-01 2021-02-04 Honeywell International Inc. Systems and methods to utilize flight monitoring data
CN110928201A (zh) * 2019-12-26 2020-03-27 上海科梁信息工程股份有限公司 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113838313A (zh) * 2021-11-29 2021-12-24 中国民用航空总局第二研究所 一种航向信标航道余隙抖动的障碍物识别方法
CN114488118A (zh) * 2022-01-25 2022-05-13 中国电子科技集团公司第十研究所 机载航管应答机的试飞数据分析处理方法、装置及系统
CN114488118B (zh) * 2022-01-25 2023-09-26 中国电子科技集团公司第十研究所 机载航管应答机的试飞数据分析处理方法、装置及系统
CN117711208A (zh) * 2024-02-05 2024-03-15 中国民用航空总局第二研究所 建筑物位置和分布对航向信标台航道抖动影响分析方法
CN117711208B (zh) * 2024-02-05 2024-04-23 中国民用航空总局第二研究所 建筑物位置和分布对航向信标台航道抖动影响分析方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101989067B (zh) 飞行环境仿真系统
CN113460328A (zh) 一种用于民机地面综合动态检测的系统及方法
JP2694263B2 (ja) 三次元気流発生装置、及び該装置を使用した航空機の飛行制御系検証方法並びに飛行モーションシミュレータ
US7976310B2 (en) Autorotation flight control system
CN110928201A (zh) 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统
CN101714302B (zh) 一种飞机自动驾驶模拟装置
Cooke et al. Helicopter test and evaluation
CN114117794A (zh) 一种基于功能模块化的飞行管理仿真测试方法及系统
Johnson et al. Modeling and simulation for small autonomous helicopter development
CN113496635A (zh) 飞行模拟器和飞行训练模拟方法
Cunningham et al. Practical application of a subscale transport aircraft for flight research in control upset and failure conditions
WO2006076647A2 (en) Autorotation flight control system
Churchill et al. Simulation of the XV-15 tilt rotor research aircraft
Trainelli et al. Reliable and cost-effective flight testing of ultralight aircraft
Nshuti et al. Modeling, Simulation and Flight Testing to Support Proof of a Stratospheric Dual Aircraft Platform Concept
Schulz et al. The Autonomous Micro and Mini UAVs of the CAROLO-Family
Anderson Historical review of piloted simulation at NASA Ames
US11189190B2 (en) Flying training support system
Zheng et al. Semi-Physical Simulation Design of UAV Simulation Training System
Stuever et al. Overview of the preparation and use of an OV-10 aircraft for wake vortex hazards flight experiments
Liu et al. Flight Testing Education at Western Michigan University
Scheufele et al. Design, Implementation and Flight Testing of a Subscale Demonstrator for assessing the Stall Behaviour of a Large Swept-Wing Research UAV
CN116257086A (zh) 一种无人直升机感知与避障仿真系统
Pourkaram Aircraft system identification using the pixhawk mini controller for academic use
Calvente Roldán Sistema de aterrizaje automatizado de aeronaves basado en técnicas de aprendizaje reforzado

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination