摘要：座舱热负荷是环控系统设计的重要依据之一,也是热舒适性的必要条件。本文建立了直升机座舱加温系统热负荷的计算模型,得到了飞行包线内不同舱温下的理论热负荷及其变化曲线,并通过试飞数据分析对比,验证了模型的可靠性。

摘要：为验证无人机自主协同算法在空战环境下的适用性,提出了一种高等效的它机协同试飞验证方法。根据算法功能实现的需求,以成熟的民用固定翼无人机平台为基础进行改装,搭建它机试飞平台,对真实空战环境开展模拟和等效设计。以四机协同编队算法为例,在试飞平台上移植算法程序,开展相关科目试飞验证。当需要验证不同控制算法时,无需针对它机试飞平台开发控制策略,只需修改控制算法即可。试验结果表明:编队综合误差较小,算法能够实现无人机编队的稳定控制;同时,它机协同试飞验证方法因其迭代速度快、安全稳定性高、成本低等特点,可用作中间阶段算法的前置试飞手段,为算法的开发迭代提供有效验证。

摘要：为了提高复杂电磁环境下无人机着陆引导系统的抗干扰能力,可在无人机着陆段采用基于激光的无人机精确引导方法。本文对激光相对引导系统的工作原理及流程进行了分析,设计了基于激光引导的无人机着陆试验流程,并基于某无人机平台完成了试飞验证,获得了重要的试验数据,最后将激光相对引导数据与差分GPS引导数据统一转换到地平坐标系下,完成了两种体制的数据比较和误差分析,并进一步梳理了将激光相对引导技术推向工程应用需要注意的问题。

摘要：为试飞验证飞控系统的稳定性，改进、确认控制律和评价飞机的飞行品质，提出了富氏系数法（ＦＣ）、直接快速富氏变换－功率谱密度法（ＦＦＴ－ＰＳＤ）和相关函数－功率谱密度法（ＣＦ－ＰＳＤ），确定系统频率响应。进而采用罗森布洛克无约束极值法和最小二乘－高斯牛顿迭代法进行模型参数拟合。另外，给出了适合于上述方法的输入激励设计。通过用Ｔｕ－１５４Ｍ空中模拟试验机人机闭环／手动扫频试验数据和ＢＷ－１变稳机手动／自动扫频数据进行计算，对上述方法做了比较。结果表明，方法正确、有效。

摘要：针对采用气动补偿空速系统以改善测高系统精度的现代飞机 ,简要介绍了高度分层的要求 ;阐述了引起飞机空速系统位置误差的主要误差源并进行了分析 ;给出了通过 GPS速度法对歼击机高度分层试飞验证结果 ,并对试飞结果进行了分析和讨论 ;结果表明 ,所得到的试飞数据可为飞机气动补偿空速系统设计和高度分层试飞方法研究提供重要依据。

摘要：Ｂ－２由４台Ｆ１１８－ＧＥ－１００发动机推进，采用各种先进技术来减少雷达横截面，红外特征，目视捕获性及声学噪音。Ｂ－２推进系统设计的关键是进气道，其特点是极低的设计目标特性，包括与平面形状融合的外罩以及高度偏置的扩压器构型。为了获得志气道／发动机的相容性，根据对进气道畸变和紊流降低至最小值的要求设计了这些特点。

摘要：介绍了一种弹载捷联式惯性制导系统传递对准改进设计方案,描述了在运输机上进行试飞验证的方法和结果。试飞结果表明,所设计方案的姿态对准精度为1.9′(1σ),航向对准精度为3.4′(1σ),整个传递对准过程可在40秒之内完成,满足了预定的指标要求。该方案采用了一种先进的“速度+姿态”匹配方法,飞机只需做简单的摆翼机动飞行,相比传统设计方案有较大改进。

摘要：本文针对无人直升机近地悬停与脱离地效悬停之间不同的飞行特点,进行了单旋翼带尾桨无人直升机自动起飞与着陆控制策略研究,提出了一种无人直升机自动起飞与着陆控制方法及控制流程图,并在某型500kg级无人直升机上进行了试飞验证,结果表明所提出的控制方法达到了预期控制精度要求。

摘要：电传飞机迎角限制器是大迎角飞行控制律的重要组成部分,迎角限制器功能可以有效地保证飞机的飞行安全。GJB3814-1999中对于迎角限制器的验证提出了明确的要求,在试飞中必须针对迎角限制器开展飞行验证。根据某型飞机的气动特性、控制律设计原理,开展了飞行仿真试验验证,提出了合理的试飞方法,制定了合理的测试方案和试飞方案。在试飞过程中循序渐进地开展试飞,有效地规避了意外进入失速尾旋等试飞风险,保证了试飞安全,全面验证了某型飞机的迎角限制器功能的可靠性和有效性,为电传飞机迎角限制器试飞提供了技术支持。

摘要：针对高成本的大型复合翼(VTOL)无人机(UAV)从悬停到巡航的纵向加速飞行转换阶段开展气动/控制综合研究。基于叶素动量(BEMT)理论建立斜向入流下旋翼气动载荷计算模型,并与CFD算例对比验证其准确性。分析出旋翼系统引起整机焦点前移产生静不定效应,其中心应置于全机重心之后。仿真对比不同加速策略下的加速特性、控制效能余量等指标,给出-5°俯仰角,定推进油门的加速策略。考虑控制输入冗余,作动器动态响应不同,引入虚拟控制量的概念,采用频域分解的效能分配准则实现静态分配。考虑建模误差,设计L1自适应姿态控制框架实现动态控制增稳,拉偏仿真验证其鲁棒性。飞行试验验证了所述建模方法、加速策略及控制律框架的有效性。