某型飞机飞行模拟器的设计与实现

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某型飞机飞行模拟器的设计与实现

李军姜国卫

（空军军训器材研究所，北京，100089）

摘要：某型飞机是我军的新型作战飞机，设备复杂。为使部队训练手段现代化，提高部

队训练质量和训练效益，尽快增强部队战斗力，保障飞行安全，我们研制了该型飞机的飞行

模拟器。该模拟器以基本驾驶飞行技术和战术训练为重点，用于飞行员和领航员的改装、技

术和战术训练，是国内首次研制成功的集飞行员和领航员训练于一体的大型飞行模拟器，系

统规模大，技术难度高。本文介绍了该型飞机飞行模拟器的设计与实现，包括模拟器的功能、系统组成、技术特点和使用情况。

1 引言

某型飞机是我国自行研制的超音速歼击轰炸机，主要用于突击敌战役纵深目标和敌中型以上水面舰船，在不带对地（海）攻击武器情况下，也可作为歼击机执行为轰炸机群和舰船护航、同机护航、远程截击及歼灭空中敌机等空中作战任务。该型飞机具有良好的低空飞行特性、较大的作战半径和载弹量。与国产其它飞机相比，该型飞机由前驾驶员和后领航员两个座舱组成，机载设备数量大、功能多、技术新，系统复杂。自从该型飞机装备部队以来，一直没有相应的模拟器供部队使用。由于新技术、新设备的大量使用，飞机的综合性能及武器装备由简单变复杂，由单一变组合化。作为飞行人员，在一定的飞行时间内已经很难熟练掌握飞行操纵技能和机载装备的使用方法，灵活应用于战术科目的演练就更加困难，更无法掌握临界参数状态下的特情处置方法。因此，训练手段模拟化，是形势发展的需要。为使部队训练手段现代化，提高部队训练质量和训练效益，尽快增强部队的战斗力，保障飞行安全，给飞行人员提供一套具有真实场景，实时仪表，如身临其境般感觉的训练仿真设备是十分必要的，也是非常迫切的。

2 基本组成与原理

该型飞机飞行模拟器是以基本驾驶飞行技术和战术训练为重点的多任务训练模拟器，用于该型飞机飞行员和领航员的改装、技术和战术训练。

该型飞机飞行模拟器是一台人在回路里的大型、实时仿真系统，其组成框图及控制关系如图1所示。该模拟器由前舱主控计算机、杆力计算机、教控台计算机、前舱雷达计算机、平显计算机、后舱主控机、后舱雷达计算机、GPS计算机、全向告警器计算机、导弹指挥仪计算机、图形工作站和网络服务器等12台计算机通过网络系统构成，是以计算机为核心的复杂的人机闭环实时仿真系统。其中各个子系统均与计算机交连构成各自的闭环。飞行员、领航员、飞行教员、主控机、各子系统又组成了一个大闭环。

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图1 模拟器组成框图

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模拟器的电源、主机、视景、液压等系统被启动后，模拟器便进入初始状态，尔后飞行员、领航员在各自的座舱内可按实际飞行步骤进行操作。飞行员、领航员的每一步操作均通过相应的系统送入相应的计算机，这些计算机根据这些输入信号进行飞行方程和电子火控系统的解算，并将计算结果输出到有关的子系统，激励子系统产生相应的响应，这些视觉、听觉、动觉信号被飞行员、领航员所接受，以确定下一个操纵动作及操纵量。飞行和攻击过程中，飞行教员既可以实时监测飞行状态，也可以通过教员控制台随时对飞行状态、飞行环境、飞行条件进行干预或指导，这些干预或指导也通过计算机激励有关子系统产生相应的响应，为飞行员、领航员所接受。

3 主要分系统的原理及技术特点

3.1 飞行控制系统

飞行控制系统由主控计算机和飞行控制软件两部分组成。主计算机采用通用微机。飞行软件主要包括计算机实时飞行解算系统、后台管理监测系统及通讯控制系统三部分。

计算机后台管理监测系统主要完成对接口、键盘及模拟飞行系统程序的控制和相应的监控、测试功能。

实时飞行解算系统程序分为发动机系统、燃油系统、液压系统、飞行系统、操纵系统、火控系统、无线电导航系统、仪表指示系统、抖振座椅等系统。各系统的数学模型及软件与被模拟的该型飞机相应系统性能基本一致。

通讯控制系统完成主控机与接口、网络服务器、杆力计算机实时数据交换。

3.1.1 模型建立

根据该型飞机结构特点，运用VVA技术，按照模块化建模编程的要求建立模型。鉴于新机的气动数据较少，参考气动布局相似飞机的相关参数，与该型飞机不同架次的飞参记录数据进行比较、分析和处理，进行飞行参数的修正和完善，实践证明：利用飞参数据辅助建模，大大缩短了调试周期，提高了气动数据的可靠性。

根据计算需要，建立了一维、二维、三维非线性气动参数库，建立了在线动态调试工具，在品模调试过程中可以逐点逐线地实时调整参数库，改进了调试手段，进一步缩短了调试周期，使定常飞行品质基本满足训练需要。

3.1.2 实时性

实时性问题对飞行模拟器而言至关重要。当系统硬件确定以后，软件开发就是关键环节，为了保证实时，我们主要从两个方面下功夫。一是建模方面，使其尽量科学、合理、简化。二是软件流程方面，采用模块化设计，采用C语言和汇编语言混合编程，并通过修改中断向量，使其需要实时解算的程序能保证在单周期以内完成。

3.1.3 系统特点

（1）模型科学、合理、简洁、适用；

（2）软件设计构思新颖、结构合理、资源利用充分；

（3）程序运行可靠、实时性好。

3.2 火力控制及武器仿真系统

该飞机飞行模拟器的火控系统由雷达、平视显示器、导弹指挥仪及武器发射控制系

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统等模拟设备组成，并通过网络与主控机、视景计算机、教控台相交联，具有相应机载

设备的功能。火控与武器仿真系统一起，完成空空航炮和空地投弹瞄准攻击，完成空空、

空地导弹瞄准攻击并模拟武器发射过程，显示导弹的飞行轨迹，从而使模拟器能完成各

种战术课目训练任务。整个系统的组成如图2所示，火控计算机完成火控模型的解算，

显示符号的处理，以确保平显形成与实装一致的显示画面和瞄准符号，同时还完成攻击

效果的评估计算。模拟器雷达和指挥仪具有相似的硬件结构，包括工控机、液晶屏、开

关、按钮、LED指示灯及数据采集接口，分别完成雷达仿真模型和导弹火控模型的解算，

提供与实装一致的显示页面，模拟雷达和指挥仪的工作过程。

图2 火控及武器仿真系统框图

该系统在设计中重点解决了以下三个问题：

（1）仿真模型的建立

建立正确的仿真数学模型是该系统设计的基础。为此，应用火控、雷达、导弹动力

学其制导的有关理论，以及数值计算方法，建立了一套完整的雷达、平显火控、指挥仪

及导弹轨迹仿真模型，并利用实装的检测数据对模型进行了校正，确保了模型的正确性。 （2）攻击过程的准确模拟

为了使瞄准攻击过程与实装一致，主要做了以下两方面的工作：一是针对模拟器火

控系统与实装交联设备的差异，根据火控符号的显示要求，建立火控符号显示模型，在

火控计算机完成火控计算及显示符号处理后，保证平显显示的火控符号及其动态过程与

实际平显一样。二是对平显的光学系统进行了精确的调整，使平显画面的成像距离与视

景系统相适应，视差满足规定要求，从而保证飞行员可以使用平显对视景系统显示的目

标进行精确瞄准攻击。

（3）攻击效果的正确评估

正确评估攻击效果，对于提高飞行员的攻击训练水平具有重要意义。为此所做的工

作是：首先对目标精确定位，对视景系统进行精确的调整，保证目标位置的显示精度。

其次是根据飞机和目标的位置及运动规律、采用的武器及攻击方式，建立准确的效能评

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估模型，由火控计算机完成运算并给出评估结果，其中空空和空舰导弹攻击、空空航炮攻击只判定目标是否被命中，对地轰炸则给出弹着点偏差的大小。

3.3 视景仿真系统

视景仿真系统由大视场旁轴虚像显示系统和图像生成系统两部分组成。

3.3.1 大视场旁轴虚像光学显示系统

自行研制了大视场旁轴虚像光学显示系统，该系统由投影屏、球面反射镜、上罩、下罩、底座遮光板、安装架和投影器组成，如图3所示，其水平视场角达180°，垂直视场角40°。改进和完善了硅玻璃成形与铸铝镜座复合、镜面磨抛、镀膜等工艺，使光学系统具有四个突出特点：其一是与成实像的光学系统相比较，成像有景深，逼真感较好，更接近于实机飞行的观察效果，提高了仿真度。其二是玻璃板材质的反射镜与塑料薄膜反射镜相比较，膜层均匀、牢固，使用寿命长；镜面反射效率高，成像的分辨率高， 光学像差小，视觉不易疲劳。其

三是投影屏采用航空有机玻璃负

压成形法加工，再进行外表面喷

涂散射层。与用其它方法加工的

投影屏相比较面形精度高，图像

分辨率高、视差、色差均较小。

其四是采用COMPACTVIEW 10型

DLP 投影器。该投影器亮度高、

色温好，具有非线性校正和边缘

融合功能，较好地满足了球面视

景系统中的多通道图像拼接问

题。通过对加工工艺的改进，

球面反射镜整体成形与拼接，后投影屏喷涂工艺改进，成像的畸变和亮度分辨率均有极

大的改善。

3.3.2 图像生成系统

图像生成系统的硬件，继续采用Onyx/IR 图形工作站，软件继续在Performer 基础上自行开发，除已实现的实时视景库驱动，实时运动物体驱动，实时时间设置，实时能见度设置，实时碰撞检测诸功能，立体云和着陆灯效果外，这次又新开发了武器攻击特效和大纹理压缩与动态调度两项新的功能。

用自行研制的计算机实时控制系统控制照相机阵列（九台）进行了大范围航空拍摄，将拍摄的航空照片和DEM 数据、高分辨率卫星照片相结合建立了大纹理地景库，运用LOD 分层和预测优化算法对卫星照片和地理信息进行预处理，优化了信息资源。

真实场景的生成与实时绘制是飞行模拟器视景系统开发的一个难点，也是当今计算机图形图像领域的一个热点, 我们使用Terrex 和Creator 软件混合建模，将数字高程模型（DEM ）数据与卫星照片、自拍的航空照片结合建立具有多精度模型的大纹理场景库，生成OpenFlight 和TerraPage 格式文件，在模拟飞行训练过程中，使用Performer

和

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OpenGL编程开发的视景仿真软件，在场景库管理子进程中动态地装载地形环境，实现每秒30帧平滑、自然的交互显示，获得较好的视觉效果，满足了中高战术科目模拟训练的要求。

3.4 机载设备及仪表系统

该型飞机飞行模拟器的机载设备及仪表采用实装设备，在改装中重点放在控制电路的设计上，对原设备的机械部分和外部操纵不做改动，设备外观尺寸与飞机实物一致。

某型机载雷达系统、惯性/GPS组合导航系统、导弹指挥仪系统、全向告警器等采用TFT真彩色液晶显示屏与驱动它们的PCM—5824工控机在机械结构上紧密联接，通过双方的LCD接口和数据线传递数据。雷达面板、雷达控制盒、雷达电源箱，GPS面板、全向告警器面板、导弹指挥仪及座舱内数码管显示方面采用了简洁的现场总线技术。其中，雷达计算机、全向告警器计算机使用PCM--5824工控机自带的RS—422串行口与现场总线驱动卡通讯，采集面板控制键和相关座舱设备信息。GPS计算机、全向告警器计算机使用键盘仿真技术采集面板控制键信息。

平显系统使用一台PC机生成画面，经显示卡的VGA口输出信号到3英寸阴极射线单绿色显示器显示平显画面，该画面经光学放大和折射，在飞行员眼前形成虚象。

仪表驱动系统主要采用直流电机驱动、交流电机驱动、直流磁电仪表驱动等方式，具体方案是根据实际需要、简便可靠的原则确定的。在指针式仪表中，除少量的磁电表可用计算机模出电压放大驱动外，大部分需要电机驱动，至于是用直流电机还是交流电机，则遵循以下原则：

(1) 尽量不改动或少改动飞机原表结构，配以相应电路；

(2) 必须重新设计的，则优先采用直流电机驱动方式。

这是因为用电位器作位置反馈元件、直流电机驱动的仪表控制方式，在电机驱动表中电路最为简洁，调试简单，故障率低，成本也低。

3.5 负荷及抖振座椅系统

操纵负荷仿真系统由阀控静压缸，数据采集、处理、驱动系统、操纵计算机及软件、电源、液压泵站等部件组成。将导向杆传动机构改为转轴随动机构，克服了静压缸的径向受力，避免拉缸损坏，提高了系统的可靠性；采用高灵敏度传感器和宽带控制电路，运用现代控制理论将机械、液压、机电和计算机相结合，实现了操纵品质高灵敏度与高稳定性的特性要求。

采用阀控静压缸来模拟杆力，其突出特点是：

(1) 杆力变化范围宽广：0.2kg～40kg；

(2) 响应速度快： V

=500mm/s；

max

(3) 操纵柔和。

杆力控制系统的接口包括插在杆力控制计算机中的通讯卡和一个接口机箱，机箱内插有转接板、电源板、杆力控制板（最多可插6块）。

前舱驾驶员和后舱领航员的抖振座椅主要用来模拟滑跑、气流扰动以及某些故障导致飞机的振动，并且可以成功地模拟出接地的轻重，以使模拟器最大限度地接近真实飞

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行环境。抖振座椅系统由液压源、伺服缸、伺服阀、放大器、反馈电位器等组成。系统工作压力9.0MPa，最大工作行程80mm，响应频率30Hz。

抖振座椅系统突出特点是:

（1）能产生逼真的关键动感刺激信号；

（2）使用维护简单；

（3）耗资少，使用成本低，便于推广。

3.6 教/控台系统

教/控台系统由主显示器、教/控台计算机、视景多通道监示器、十机共享器、通讯系统等组成。教/控台系统的主要功能是提供良好的人机接口，一方面便于飞行教员实时监视飞行情况,实时干预飞行状态及飞行环境，以提高训练难度和训练效益；另一方面便于维护人员开机、关机及系统调试。

教/控台系统供教员使用，监视受训人员训练时的主要座舱仪表状态、视景、敌我双方的飞行航迹及状态，并能随时进行故障设置；同时还完成科目选择、机场气象条件设置、特情设置、武器设置、战场环境设置、成绩评估等。采用C++编程技术和动态库调度技术，系统修改和扩充十分便利。

教/控台系统由于采用WINDOWS系统和中文图形显示菜单，使得系统操作非常简便。该系统的突出特点是:

（1）技术先进，控制功能强，自动化程度高。

（2）人/机界面非常直观、简单、适用，使用操作方便，易学、易懂、易掌握。

（3）系统可靠性高，运行可靠、维修简单。

4 结论

该模拟器于2001年2月研制成功并正式承担部队飞行员模拟训练任务，2002年6月在京通过了技术鉴定。目前该模拟器已经为部队训练了X批飞行员共XX余人次，模拟飞行XXX架次，受到部队领导、受训飞行人员的一致好评。大家一致认为该模拟器逼真度高、实用性强、课目覆盖率广；投入训练使用后，大大减少了实装飞行时间、缩短了改装周期、降低了实装器材消耗，训练效益十分显著；特别是可以反复针对多种高风险、高难度的技术、战术课目进行模拟训练，可以方便地进行大量特殊情况、故障的处置训练，大大提高了飞行员的实战能力和特情处置能力。该模拟器的研制成功，满足了部队进行技术训练和战术对抗训练的急需，对我军深化训练改革、提高训练水平、巩固和提高战斗力将有特别显著的促进作用。

参考文献：

[1] 王行仁，等. 飞行实时仿真系统及技术[M]. 北京：北京航空航天大学出版社，1998.

[2] 陆彦，等. 航空火力控制技术[M]. 北京：国防工业出版社，1994.

[3] 马起跃，西光旭. 飞行模拟器视景光学虚像显示WIDE系统的技术及应用[J]. 系统仿真学报，2002，（3）.

飞行器总体设计试题

一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=

(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)

四翼飞行器设计最新版 (1)

四旋翼飞行器设计 飞行器设计小组 组员：李阳，张响，马具彪，袁学松 指导老师：李培

目录 一四旋翼飞行器的发展背景 (3) 二四旋翼飞行器结构 (4) 三工作原理 (6) 1 四旋翼飞行器工作原理概述 (6) 2四旋翼飞行器运动状态 (6) 四零件数据详情 (12) 五外观设计 (14) 六内部设计 ............................................................错误！未定义书签。七四翼飞行器组装基本步骤 . (19) 八特点及其应用 (23) 1.飞行器的功能特点 (23) 2.飞行器的运用 (23) 3.未来前景 (23) 九参考文献 (24)

一四旋翼飞行器的发展背景四旋翼飞行器属飞行器的一种，属于人工智能与自动化机器的一种。在当今社会中，因体积小，功能多，而广泛使用。但由于构造复杂不易操作等原因，四旋翼飞行器的发展一直比较缓慢。近年来，由于新型材料、飞控技术的发展，微型四旋翼飞行器的发展非常迅速。南京航空航天大学研究出飞行器理论和数学建模，模糊控制等技术，促进了我国飞行器的发展。北京航空航天大学自主掌握共轴双翼机的自主控制与研发工作。浙江大学，清华大学研究出，机载GPS和数学建模机器人视觉。在国家的指导与鼓励下，很多所高校，积极响应，促进了我国四旋翼飞行器的发展。 国外已经对四旋翼飞行器做了大量研究，起步比国内早很多。在导航，自主飞行技术等方面领先国内。国外已经把飞行器广泛运用在军事勘察，工业监测，农业预防等多方面。

二四旋翼飞行器结构 四旋翼飞行器共有四个翼，均匀分布在前后左右，且四旋翼均在同平面内，左右上下完全对称。每个旋翼下都附有一个发动机，以提供动力。在飞行器的中心是一个飞行控制器，来控制飞行器的速度和方向。结构形式以及三视图如图1.1、图1.2所示。 图1.1四旋翼飞行器结构图

B747型飞机夹具样板设计方法研究

B747型飞机夹具样板设计方法研究 摘要：文章主要论述了B747型飞机夹具样板设计的两种方式，即传统的依据PCM图的设计方式与应用数字化三维数据集的设计方式。对于这两种设计方法的设计过程进行了详细的阐述，并对这两种设计方法的优点与缺陷进行了对比与分析。 关键词：夹具样板；三维数据集；PCM图 中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1006-8937（2016）15-0001-02 1 夹具样板的基本特征和主要用途 1.1 基本特征 凡用于制造安装和检验标准样件或装配工艺装备、检验夹具的样板统称为夹具样板。按工装设计部门所提供的夹具样板图及其技术要求制造。 1.2 主要用途 ①制造安装标准样件； ②安装装配夹具，检验夹具和装配型架等。 2 B747型飞机夹具样板的设计 B747型飞机夹具样板的设计依据一般分为两种，即PCM 图和三维数据集。在实际设计过程中，要根据不同情况采用

不同的设计依据。 2.1 依据PCM图的设计方法 由于B747型飞机的机型较老，项目持续时间较长，因 此该机型与其他新机型相比缺少数字化设计制造依据，例如三维数模、电子图纸等。但是该机型拥有大量外方提供的PCM图，均为以1：1比例绘制而成的胶版，这些PCM图可作为设计制造的依据，这也是B747型飞机最大的特点之一。在设计B747型飞机夹具样板时首先要考虑的，同时也是最 常用的设计依据就是PCM图。 首先，根据工装设计部门提供的夹具样板图找出该块夹具样板所涉及到的零件图号、站位（如：框、长桁）以及标记线（如：WL、LBL）和孔位（如：K孔、工具孔）等元素，如图1所示，然后根据零件图号查找该图号的图纸，此时可根据夹具样板图中提供的站位和长桁的信息在图纸上查找 相应位置的视图或剖视图，查到后检查在所需的视图或剖视图中是否包含了夹具样板图中涉及到的所有元素，如所需零件边缘、标记线、孔位等，若内容齐全则可按照该PCM图制造此夹具样板。 有些夹具样板中还含有一些尺寸标注，如图1中的“200”，这种情况表示该夹具样板除按照PCM图制造外还要按标注 的尺寸制造，上图中标记零件外缘的一侧为样板的工作边，按尺寸加工的一侧为非工作边。

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仿真器与仿真设备 357 某型飞机飞行模拟器的设计与实现 李军姜国卫 （空军军训器材研究所，北京，100089） 摘要：某型飞机是我军的新型作战飞机，设备复杂。为使部队训练手段现代化，提高部 队训练质量和训练效益，尽快增强部队战斗力，保障飞行安全，我们研制了该型飞机的飞行 模拟器。该模拟器以基本驾驶飞行技术和战术训练为重点，用于飞行员和领航员的改装、技 术和战术训练，是国内首次研制成功的集飞行员和领航员训练于一体的大型飞行模拟器，系 统规模大，技术难度高。本文介绍了该型飞机飞行模拟器的设计与实现，包括模拟器的功能、系统组成、技术特点和使用情况。 1 引言 某型飞机是我国自行研制的超音速歼击轰炸机，主要用于突击敌战役纵深目标和敌中型以上水面舰船，在不带对地（海）攻击武器情况下，也可作为歼击机执行为轰炸机群和舰船护航、同机护航、远程截击及歼灭空中敌机等空中作战任务。该型飞机具有良好的低空飞行特性、较大的作战半径和载弹量。与国产其它飞机相比，该型飞机由前驾驶员和后领航员两个座舱组成，机载设备数量大、功能多、技术新，系统复杂。自从该型飞机装备部队以来，一直没有相应的模拟器供部队使用。由于新技术、新设备的大量使用，飞机的综合性能及武器装备由简单变复杂，由单一变组合化。作为飞行人员，在一定的飞行时间内已经很难熟练掌握飞行操纵技能和机载装备的使用方法，灵活应用于战术科目的演练就更加困难，更无法掌握临界参数状态下的特情处置方法。因此，训练手段模拟化，是形势发展的需要。为使部队训练手段现代化，提高部队训练质量和训练效益，尽快增强部队的战斗力，保障飞行安全，给飞行人员提供一套具有真实场景，实时仪表，如身临其境般感觉的训练仿真设备是十分必要的，也是非常迫切的。 2 基本组成与原理 该型飞机飞行模拟器是以基本驾驶飞行技术和战术训练为重点的多任务训练模拟器，用于该型飞机飞行员和领航员的改装、技术和战术训练。 该型飞机飞行模拟器是一台人在回路里的大型、实时仿真系统，其组成框图及控制关系如图1所示。该模拟器由前舱主控计算机、杆力计算机、教控台计算机、前舱雷达计算机、平显计算机、后舱主控机、后舱雷达计算机、GPS计算机、全向告警器计算机、导弹指挥仪计算机、图形工作站和网络服务器等12台计算机通过网络系统构成，是以计算机为核心的复杂的人机闭环实时仿真系统。其中各个子系统均与计算机交连构成各自的闭环。飞行员、领航员、飞行教员、主控机、各子系统又组成了一个大闭环。

飞行器总体设计报告1要点

大型固定翼客机分析报告 2014-4-28 学院：计算机科学与工程学院 201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名： 目录

总结----马丽、潘宗奎............................................................ I 1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 - 1.1 客机参 数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布 局 ...................................................... - 1 - 1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 - 1.2.2 三面图......................................................... - 2 - 1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 - 2 客机的重量设计............................................................ - 4 - 3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 - 3.1 翼 型 ................................................................ - 6 - 3.2 机翼平面形状的设 计 .................................................. - 7 - 3.3尾翼................................................................. - 8 - 4 重量分析................................................................. - 11 - 5 气动特性分析............................................................. - 13 - 6 性能分析................................................................. - 22 - 6.1 商载—航程 图 ....................................................... - 22 - 6.2 起飞距 离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速 度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距 离 ........................................................... - 24 -

飞行模拟器飞行仿真技术由此开始

随着计算机和软件技术的发展，飞行模拟器的性能不断提高，已经成为保障飞行安全、大幅度提高飞行人员及机组人员的技能、缩短飞行人员训练周期、降低训练成本，以及提高训练效率的不可缺少的重要训练装备。飞行训练基地采用飞行模拟器，不仅可以提高飞行员训练水平，促进航空安全指标提升，确保飞行自主训练工作顺利实施，而且今后在飞行模拟训练上将拥有更大的自主性、自控权，并可根据飞行员的特点，有针对性地展开飞行训练，进一步提高各种训练强度。 1.定义 通俗定义：飞行模拟机就是通过电子计算机的建模运算以在地面上最大程度逼近飞机真实飞行状态，从而给飞行员营造一种全方位、多知觉、多飞行状况的真实操纵感。 严格定义：是指用于驾驶员飞行训练的航空器飞行模拟机。它是按特定机型、型号以及系列的航空器座舱一比一对应复制的，它包括表现航空器在地面和空中运行所必需的设备和支持这些设备运行的计算机程序、提供座舱外景像的视景系统以及能够提供动感的运动系统。 2.工作原理 为达到模拟飞行目的，研制者需要对模拟目标飞机飞行全过程涉及的各种动态特性建立数学模型，预编好程序并嵌入计算机运行，程序在接收到操作人员（一般为受训飞行员）的操纵信号后实现接近真实飞行的响应。具体来讲，飞行模拟机一般由仿真控制台（飞行员驾驶舱）、仿真计算机、仿真环境、飞行员共四部分组成的一个封闭反馈系统，如上图所示。其研制核心和难点在于仿真计算机，该部分的飞行动力学数学模型、系统模型、仿真环境模型、外干扰模型在经计算机求解后，通过运动系统、视景系统、音响系统给飞行员营造一种多维感知信息 的仿真环境，从而让飞行员感觉到自己犹如在空中真实操纵“飞机”一样。各主要系统简述如下： 模拟座舱：应根据需求选择其布局与特定型号飞机或组类飞机一样。模拟座舱内的仪表系统实时指示或显示各种飞行参数和系统参数。

北航-飞行器总体设计期末整理

1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。

四旋翼飞行器论文(原理图 程序)..

四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。

目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

四轴飞行器结题报告

学校名称： 队长姓名： 队员姓名： 指导教师姓名：2013年9月6日

摘要 本次比赛我们需要很好地控制飞行器，让它自主完成比赛应该完成的任务。 本文的工作主要针对微型四旋翼无人飞行器控制系统的设计与实现问题展开。首先制作微型四旋翼无人飞行器实验平台，其次设计姿态检测算法，然后建立数学模型并设计姿态控制器和位置控制器，最后通过实验对本文设计的姿态控制器进行验证。设计机型设计全部由小组成员设计并制作，部分元件从网上购得，运用RL78/G13作为主控芯片，自行设计算法对飞行器进行，升降，俯仰，横滚，偏航等姿态控制。并可以自行起飞实现无人控制的自主四轴飞行器。 关键字：四旋翼无人飞行器、姿态控制、位置控制

目录 第1章设计任务.................................................................................... 错误！未定义书签。 1.1 研究背景与目的........................................................................ 错误！未定义书签。 1.2 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 1.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。第2章方案论证.................................................................................... 错误！未定义书签。 2.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 2.2 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第3章理论分析与计算........................................................................ 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第4章测试结果与误差分析................................................................ 错误！未定义书签。 4.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.2...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.4 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第5章结论心得体会............................................................................ 错误！未定义书签。 5.1 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。.................................................................................................................. 错误！未定义书签。 2设计任务： 基本要求 （1）四旋翼自主飞行器（下简称飞行器摆放在图1所示的A区，一键式

飞机设计软件

正确使用软件能加快设计进度，提高设计质量。以下列出了几个可用于飞机设计教学的软件。这些教学软件大多可在南京航空航天大学飞机系获得，或通过网上下载。 初步确定客机主要参数的界限线绘制程序 为了有助于设计人员在初始设计阶段能快速地确定客机主要参数，开发了界限线图绘制计算机程序。该程序功能是：按照给定的性能要求，绘制出满足这些要求约束下的推重比和翼载的界限，形成界限线图；并标注出可行域。该程序有助于设计人员快速确定客机的推重比和翼载。界限线图绘制程序。 翼型气动特性分析与设计软件 ?Airfoil 该程序是余雄庆在原多段翼型分析程序M C AR FA基础上开发的,适用于亚声速翼型气动特性的分析。MC A RF A是根据位流理论与附面层理论相结合的方法，用Fortran语言编写的。Airfoil简化了原MC A F E输入文件的格式，并用M at l a b对计算结果进行后处理，可直观显示翼型外形和压力分布。可下载Airfoil的EX E文件、用于演示计算结果的Ma t la b 文件及使用说明书（英文）。 ?Pablo ( P otential flow around A irfoil with B oundary L ayer coupled O ne-way )该软件是由瑞典皇家理工学院Rizzi教授和他的学生Christian Wauquiez 开发的。他们应用面元法（Panel Method)和附面层理论，用Ma t la b语言编写了这个翼型分析软件。P a b lo具有良好的用户界面，使用方便，适用于亚声速翼型气动特性的分析。可免费下载P a b lo软件M at l ab 的源代码。 ?Airfoil Optimizer

飞行器总体设计教学大纲

《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择

飞行仿真技术现状与发展趋势

飞行仿真技术现状及发展趋势 航空飞行仿真系统的发展几乎和飞机的发展同步。飞机作为复杂的空中交通工具，对驾驶员的要求相对陆地海洋复杂得多。飞机作为武器平台，操纵它也是一项十分复杂的工作。在飞机上训练飞行员，不但耗资大，安全也难以保障。如何科学、经济、安全地培训飞行员和飞机设计同样重要。航空飞行洲练仿真系统用于飞行员训练具有安全、可靠、节省能源和经费，并可不受气象、时问、地点限制等诸方面的优越性，可以高质量高效率的培养飞行员，而且可以完成在一般飞行中不能完成的特情处理的训练，缩短训练周期、提高训练效率等突出优点。 为应付未来的航空快速发展和高技术局部信息化战争做准备，世界各国航空和军事部门都非常重视对航空飞 ,777iI 练仿真系统的研制和应用。 目前，国内外的情况大致如下所述： 我国航空航天领域在五十年代末开始对飞行控制系统进行半实物仿真试验， 自行研制三轴转台等仿真设备。在“七五” 、“八五”期间，我国建立了一批大型 的仿真实验室或仿真系统，在我国研制飞机、导弹、运载火箭、舰船等型号中发 挥了重要作用。我国飞行模拟器的发展经历了由国外引进、自行开发，并向国外出口。我国民航系统于 1975 年首次引进 Boein9707 和三叉戟飞机的飞行模拟器， 1988 年引进 MD 一 82 飞机飞行模拟器，1992 年后又陆续引进 Boeing 737到 Boeing 777 系列的飞机飞行模拟器和空中客车A320，A340 等上百台飞行模拟器和飞行 训练器装备在多个飞行训练中心，在民用飞机驾驶员的培训中起了重大的作用。 表 1 列出了中国民航主要的飞行训练中心和装备的主要航空飞行训练设备。国外航空飞行训练仿真系统的发展已由单台独立使用的模拟器转向多台模拟器联网 组成的航空飞行训练仿真系统；从驾驶术训练为主转入以战术训练为主；在基于网络的仿真系统为平台的基础之上，实现以指挥员为核心作战单元的作战仿真。并且，新技术不断涌现，如：板块式背投视景显示技术解决了大视场角需求与投 影器安装位置的矛盾， LCOS新技术的投影器正在逐步代替具有随机光点扫描的 CRT投影器，战场环境仿真软件功能更加完善和灵活；以电动代替液压的操纵负 荷和六自由度运动系统已普遍在高等级模拟器上使用；HLA 实时网络应用更加广泛；嵌入式仿真技术在飞机上的应用，模拟训练与实装训练甚至和实战结合更加 密切。

飞机装配定位方法及其应用案例解析

一、飞机装配定位方法及其应用案例 飞机装配过程一般是由零件先装配成比较简单的组合件和板件，然后逐渐地装配成比较复杂的锻件和部件，最后将部件对接成整架飞机。 机翼和机身具有不同的功能，故结构不同，所以要设计成两个单独的部件，发动机装在机身内，为便于更换，维护和修理，将机身分为前机身和后机身，鸵面相对于固定翼作相对运动，故划分为单独部件，某些零件设计有可卸件，以便维护，检查及装填用。 在装配过程中首要问题是要按图纸及设计要求确定零件，组合件之间的相对位置，即进行装配定位。。定位方法是完成在装配过程中定位零件、组合件的手段，包括基准件定位法、画线定位法、装配孔定位法和装配型架定位法四种常用的定位方法： 1、用基准零件定位 待装配的零件、组合件以基准零件、组合件或者先装的零件、组合件来确定装配位置。这种装配定位方法简便易行，装配开放，协调性好，在一般机械产品中大量使用。基准零件一般是先定位或安装好的零件，零件要有足够的刚度及较高的准确度，在装配时一般没有修配或补充加工等工作。在飞机制造中，液压、气动附件以及具有如（图1-1）所示，连接框和长行用的角片可以预先装在长行上，然后按角片确定框的纵向位置，或者在骨架装配时按框和长珩定位角片。这种基准件定位法要求基准件位置准确、刚性强，多用于小零件和小组合件的定位，方法简单、方便。

2、用画线定位 即待装配的零件按画在零件上的线条确定装配位置，如（图1-2）所示，角材位置按腹板上划线定位。这种定位方法准确度较低，一般用于刚性较大，无协调要求和位置准确度要求不高的零件定位；还有此方法工作效率不高，容易产生差错，所以在飞机研制阶段为了减少工艺装配数量，采用这种方法定位零件，在成批生产中作为一种辅助的定位方法 3、用装配孔定位 即是把相互连接的零件、组合件分别按一定的协调手段，具体过程如下：装配以前，在各个零件的部分铆钉位置上（一般是每隔400mm左右钻一个装配孔，孔径比铆钉孔径小）预先按各自的钻孔样板分别钻出装配孔，装配时个零件之间的相对位置按这些装配孔设置。如图1-3所示。其中，孔称为装配孔。 装配孔的数量取决于零件的尺寸和刚度，一般不少于两个。在尺寸大、刚性弱的零件上取的装配孔数量应适当增加。这种定位方法在铆接装配中应用比较广泛。它适用于平面型和单曲面壁板型组合件装配。按装配孔定位的特点：（1）定位迅速、方便； （2）减少或简化装配型架；

飞行模拟器自动飞行控制系统设计

飞行模拟器自动飞行控制系统设计 摘要：自动飞行控制系统是由自动驾驶仪和自动油门取代人工操纵，保证飞行 品质，降低了飞行员的工作量。介绍了自动飞行系统的组成，功能。在飞行控制 系统的自动测试中,飞行控制接口信号是必需的。论述了飞行控制接口信号的模拟 方案,并详细介绍了信号模拟器的软硬件工作原理。 关键词：自动飞行控制系统；飞行模拟器；系统设计 1前言 自动飞行系统，是指自动驾驶仪以舵回路稳定系统为主，配合无线电导航， 惯性导航的航向指令输入，增加姿态控制回路，和自动油门结合后形成的完整的 控制系统。飞行仿真器中，自动飞行系统仿真的任务是要用相应的软件模块与仿 真设备来仿真飞机自动飞行系统的功能。随着机载计算机广泛的应用,各机载电子 设备之间的联系越来越紧密,飞行控制系统所接收的信号越来越多,这虽然大大加 快了航空电子综合化的进程,然而也给飞行控制系统设备的测试带来了困难。由于 缺乏与被测试部件相关的飞行控制接口设备,使得很多测试工作难以进行。因此 , 研制飞行模拟器自动飞行控制系统就变得十分有意义。 2自动飞行控制系统基本概念 2.1自动飞行系统组成 自动飞行系统是飞机飞行系统的重要组成部分,由自动驾驶仪，自动油门与飞 行方式控制面板组成。自动驾驶仪是一种不需要飞行员干预就能保持飞机飞行姿 态的自动控制设备。他是自动飞行系统的核心部件，主要用于稳定飞机的俯仰角、倾斜角和航向角,稳定飞机的飞行高度和飞行速度,操纵飞机的升降和协调转弯。 还可以与导航系统交联进行自动导航,与地形雷达交联进行地形自动跟踪,与仪表 着陆系统交联进行自动着陆。此外还有增稳、自动配平，高度报警的作用。自动 驾驶仪主要由操纵装置、测量装置、综合装置、放大器、舵机和回输装置组成。 自动驾驶仪的原理如图1所示。 自动驾驶仪发出信号控制舵面偏转,产生舵面操纵力矩,实现对飞机的操纵,而后飞机改变 飞行姿态,通过测量装置改变自动驾驶仪的输出信号,这样反复作用,最后达到平衡。自动油门 根据飞行员选定的模式，计算出油门杆驱动信号，使油门杆位置自动调整到保证发动机推力 处于最佳配置状态。方式控制面板提供飞行员操作的各种开关、按钮以及参数选择。 3自动飞行系统控制原理 自动飞行控制系统主要有纵、横向两个控制通道。纵、横向控制器的作用是计算飞机的 俯仰角和滚转角指令信号，作为驱动飞机运动的指令信号。 3.1俯仰通道控制原理 无论系统工作在哪种工作模式下，纵向控制的目的都是消除飞机对基准状态的偏差，通 过俯仰角、迎角、升力、阻力、空速之间的关系实现飞行模式的控制。基本的控制规律：俯 仰角增加→迎角增加→升力增加→阻力增加→飞行速度减少。所以，当飞行高度高于或低于 基准值时，应控制飞机下俯或上仰；当升降速度低于或高于基准值时，应控制飞机上仰或下俯；当指示空速低于或高于基准值时，飞机应下俯或上仰。 3.2横滚通道控制原理 横滚飞行方式下工作模式包括航向保持模式，横向导航模式，VOR/LOC无线电导引模式，进近模式。航向保持与横向导航模式，是控制飞机的滚转角来控制飞机的航向。当飞机偏离 给定的基准航向时，控制副翼，让飞机倾斜，产生侧力，使飞机转向基准航向。VOR/LOC无 线电导引模式，进近模式是来控制飞机的航迹的。在航迹控制模式下，应控制飞机的重心移 向给定的航道。为此，使飞机倾斜产生侧向力，在消除侧向距离偏差的同时，使飞机的速度