飞行性能参数（通用9篇）
飞行性能参数 篇1
0 引言
军用飞机上的飞行数据记录系统实时记录了发动机、飞机运动及航行姿态等诸多重要参数,这些数据对飞行训练质量评估、视情维修和事故分析具有极其重要的作用。为了便于检查飞行训练效果,需要利用飞参数据对飞行过程进行仿真再现。但是某些军用飞机上通常没有装备GPS等定位设备。因此本文提出一种利用速度和航向等参数通过积分求得飞机位置参数以及利用Direct3D绘制飞行立体航迹的方法。
1 飞机位置参数的积分计算
1.1 飞机运动方程
对于飞行马赫数小于5的飞行器来说,假设无人机在“平面大地”上飞行,即不考虑大地(地球)的曲率和旋转,对其建立运动方程是可行的,于是大地就成了惯性参考系。为了便于对飞行器的运动特性进行分析,飞行力学中常定义多种不同的坐标系,来建立飞行器的动力学方程和运动学方程。本文根据需要,在大地坐标系下建立飞机的质心运动方程如公式1 :
式中, xd、yd和zd分别为飞机质心位于大地坐标系的坐标值 ; Ψ、θ和φ为飞机的姿态角 ( 偏航角、俯仰角、横滚角 ) ; Vx、Vy和Vz分别为飞机速度矢量V在机体坐标系中的分量。
1.2 飞行速度分析
在某型飞参系统中记录的有关速度的参数有 :表速、真速和马赫数。表速,按海平面标准大气条件下动压与空速的关系,通过测量动压而得到的空速。它是空速表上显示的飞行速度,又叫做指示空速 ;真速,飞机相对空气运动的实际速度,又叫做真空速。它是由表速经过修正得出的飞机相对于周围空气的运动速度(本文用符号Va表示)。
在以上速度中,表速是在标准大气下定义的。真速是由表速经过修正得出的飞机相对于周围空气的运动速度。真速修正了由于大气密度随高度的变化等原因产生的误差,因此它更加准确和真实地反映了飞行器相对于周围空气的运动速度。表速和真速的数值也是不相同的。表速和真速对于操纵飞机都具有重要的意义,表速反映了作用在飞机上动压的大小 ;真速则表示飞机运动的快慢,可以用在领航和轨迹计算,二者缺一不可。
本文为了计算飞机相对于地面的运动轨迹,还需要引入地速的概念,在有风的大气中,将地速的定义为飞行器相对于地面的运动速度,又称为对地速度和航迹速度(本文用符号Vk表示),它是真速Va与风速Vw的矢量和。
由于飞参系统中没有记录大气的风速,因此在计算地速的过程中只能忽略风的影响,即假设飞机在静止的大气中飞行,此时真速和地速一致,即采用真速通过以上的运动方程计算飞行器的位置参数。于是有 :
2 数据修正算法
据以上分析,由于我军装备的某型飞机的飞行参数记录系统没有记录飞行中的位置信息,因此,要对其飞行轨迹进行仿真,需要利用真速、偏航角、俯仰角和横滚角等参数进行积分计算。按照上述积分方法进行计算出的航迹曲线如下图虚线所示。
可以看出,采用该方法计算出的航迹并不是闭合的(飞机着陆点并不为起飞时的机场跑道),也就是说该方法求得的航迹误差较大。这是因为飞行参数本身存在一定的误差,算法上也进行了简化。为了使仿真过程更加真实,还需要对该求得的航迹做进一步的闭合修正。修正的算法是按照每个起落着陆点都与起飞点重合的原则,将积分的误差平均分配到航迹上每一个点。具体算法如下 :
(1)对飞行任务按起落进行分段
首先获取任务的起飞和着陆时间,根据该飞参数据的特点,将指示空速大于起飞速度时记为起飞时刻,将指示空速小于着陆速度时为着陆时刻。再辅助其他参数确定起飞和着陆时刻,从而实现对一个完整数据进行分段。
(2)对各分段数据分别进行积分,求得位置参数
每段数据起飞时刻的位置为机场,即为坐标原点,但由于存在误差的原因,着陆时刻的位置不在机场,即不是坐标原点。在积分的过程中,规定起飞时刻的位置为坐标原点。
(3)对各分段数据分别进行闭合修正
由于参数和算法存在误差的原因,使得计算出的轨迹存在一定的误差,因此采用将误差平均分配到帧坐标的方法进行修正。按照上述方法进行修正的航迹曲线如下图1实线所示 :
3 航迹绘制
Direct X是由微软开发的多媒体编程接口,以使开发者不必为不同的硬件写不同的驱动程序。本文采用了其中的三维图形组件Direct3D进行航迹的绘制。Direct3D为程序员提供了一个底层的、高性能的接口,它同硬件相结合,具有同设备无关的灵活性,因此成为三维图形程序设计的首选工具。
采用Direct3D绘制平面图形的关键代码有 :
(1)定义顶点格式
(2)定义各定点位置和颜色等信息
(3)创建定点缓冲区
(4)填充航迹数据
(5)缩放和平移变换
平移变换 :
缩放变换 :
(6)渲染
绘制的效果如下图所示 :
4 结束语
本文论述了利用飞参数据进行积分计算和数据修正求得飞行航迹,以及采用Direct3D技术绘制平面航迹的方法,实现了平面飞行轨迹的再现功能。采用此方法绘制的飞行航迹,已经用于对飞机上的飞行参数记录系统所记录的数据回放,为快速评定飞行过程,实现飞行评估的可视化、智能化及自动化提供了有效的技术手段。
飞行性能参数 篇2
单级入轨飞行器参数灵敏度分析
对三组元发动机性能参数以及重要结构参数对性能的影响进行了分析,确定了4类影响等级.
作 者：黄奕勇 张育林 Huang Yiyong Zhang Yulin 作者单位：国防科技大学航天技术系,长沙,410073 刊 名：推进技术 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 年，卷(期)：1999 20(3) 分类号：V430 关键词：单级入轨 三元推进剂 灵敏度 性能分析飞行性能参数 篇3
现代高性能战机具有高载荷、高载荷增长率和高角加速度等特性,这些特性使得飞行员的劳动负荷大大增强,对飞行员的身体素质也提出了更高要求。随着高性能战机不断装备部队,训练强度不断加大,给飞行员的身体状况尤其是心血管功能带来巨大考验[1]。因此,有必要对飞行员在飞行过程中的生理参数进行监测分析,了解掌握其身体情况,并采取相应的措施,以防止事故的发生,提高工作效率和战斗力。为了评估飞行员在飞行过程中的身体状况,从而提高航空卫勤保障水平,空军航空医学研究所研制了飞行员飞行生理参数记录检测仪(以下简称生参仪)。生参仪采用带式设计(如图1所示),使用时系于飞行员胸部,可检测记录飞行员整个飞行过程的生理物理参数(包括心电、呼吸、载荷和体表温度)。数据记录在MMC卡上,飞行结束返回地面后用分析软件对记录的数据进行分析,生成分析报告。生参仪数据分析系统为生参仪配套软件系统,用于分析处理生参仪记录的数据,提供准确可靠的分析结果。
2 系统设计
2.1 系统结构
采用软件工程设计的方法对分析系统进行整体设计开发,系统采用模块化结构。设计开发时着重于3个环节:一是进行全面的需求分析,明确系统要完成和实现的功能;二是在实际编程过程中尽可能使系统操作简便、界面友好,且功能切换快捷、灵活;三是确保分析算法的准确性,以保证分析报告准确可靠[5]。
系统由数据、分析处理、结果回顾、报告和维护等5部分构成(如图2所示)。数据部分主要完成原始数据读取、数据回顾及数据导出、导入;分析处理部分进行QRS波群识别、心律失常分析、ST段分析、HRV分析及呼吸率检测;结果回顾部分用于回顾分析处理结果,包括波形图、趋势图等;报告部分完成报告生成、打印等功能;维护部分完成系统维护及生参仪维护。
系统采用Microsoft公司的可视化编程工具Visual C++6.0和Visual Basic 6.0开发。数据库采用Access数据库。
2.2 系统工作流程
如图3所示,选择飞行员,新建数据记录并读取MMC卡上记录的原始数据,或选择已读过的数据记录;对数据进行分析处理,并对处理结果进行人工修正,生成分析报告。
3 功能实现
3.1 QRS波群检测[2]
进行QRS波群检测前,对心电信号进行预处理,滤除基线漂移和工频干扰[3]。QRS波群检测采用差分域值法。可设置开始和结束检测时间、不检测时间段。检测结束后,可对检测结果进行人工编辑。
3.2 HRV分析[4]
HRV分析分为时域分析和频域分析。
3.2.1 时域分析
时域分析的主要检测指标:正常窦性RR间期总体标准差(SDNN)、每5 min时段平均正常RR间期标准差(SDANN)、每5 min时段正常RR间期标准差的平均值(SDNNindex)、相邻正常RR间期差值的均方根(r MSSD)、相邻正常RR间期差值>50 ms的百分数(p NN50)、RR间期直方图三角指数(TINN)。
3.2.2 频域分析
首先根据Gz值将飞行过程分为若干飞行段(特技飞行段和平飞段),然后选择HRV分段长度(通常选100个RR间期),对每个飞行段进行频域分析。频域分析采用经典功率谱估计方法,具体步骤为:(1)去除RR间期序列RR0中的异常(干扰、心律失常等)的RR间期,得到序列RR1;(2)对RR1进行三样条插值,并对插值后的序列进行采样,采样率为2 Hz,得到序列RR2;(3)对RR2进行快速傅立叶变换(FFT),求得功率谱,进而得到各频域指标,包括总功率(TP,0~0.5 Hz)、极低频段功率(VLF,0.003 3~0.040 0 Hz)、低频段功率(LF,0.04~0.15 Hz)、高频段功率(HF,0.15~0.40 Hz)以及低高频比值(LF/HF)。
3.3 ST段分析
首先检测S波起点,然后计算S点后40 ms内5点的平均值作为ST段值,减去基线值,就得到ST段偏移量。根据ST段事件检测的条件分析是否有ST段事件。可人工进行ST段编辑,包括设置ST段事件检测条件、人工确定基线点和S波起点位置。
3.4 呼吸率检测
进行呼吸率检测前,进行平滑滤波,然后采用差分域值法进行呼吸波峰波谷检测。对检测结果进行二次检测,去除误检的波峰波谷。可人工编辑检测结果,添加或删除波峰波谷。
3.5 劳动负荷评估
3.5.1 劳动负荷评估一
劳动负荷评估一用于评估飞行员特技飞行时的劳动负荷。选用最大Gz值、Gz增长率、Gz作用时间、平均心率、最快心率、最慢心率以及心率增长时间等参数构建判别模型,判别劳动负荷。判别结果中包括实测载荷、标准负荷等级、评估负荷等级、评估偏差及建议。
3.5.2 劳动负荷评估二
劳动负荷评估二用于评估飞行员在飞行过程或地面训练时的劳动负荷。选用最大Gz值、平均心率和心率变异性(HRV)指标等参数构建判别模型,判别劳动负荷。
4 应用效果
生参仪数据分析系统作为飞行员飞行生理参数记录检测仪的配套系统,已在空军和海军航空兵的多个单位推广应用。该系统操作简便灵活,界面友好,分析结果准确可靠。QRS波群检出准确率达到99%,呼吸率计算误差小于1次/min,过载误差小于0.1 g,体表温度误差小于0.2℃。
图4是某型歼击机飞行员特技飞行时发生房性早搏的数据分析结果。由图4可知,在地面和低g值飞行时飞行员的生理参数均正常,而特技飞行时发生房性早搏。该图为1 min信号波形图,从上至下依次显示ECG信号、RR间期、呼吸信号、两轴向过载曲线。从图4中可见,房性早搏集中发生于高g阶段。
生参仪及其数据分析系统的推广应用,为航空军医掌握飞行员身体状况提供了有力手段,对于保障飞行安全、提高部队战斗力具有重要意义。
参考文献
[1]李志刚.航空医学[M].北京:人民军医出版社,1992.
[2]卢喜列.动态心电图[M].天津:天津科学技术出版社,2006.
[3]胡广书.数字信号处理(理论、算法与实现)[M].北京:清华大学出版社,2003.
[4]刘晓芳,叶志前.心率变异性的分析方法和应用[J].国外医学:生物医学工程分册,2001,24(1):42-45.
飞行性能参数 篇4
尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究
采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响.结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的.升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡,性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考.
作 者：黄伟 柳军 罗世彬 王振国 HUANG Wei LIU Jun LUO Shibin WANG Zhenguo 作者单位：国防科学技术大学航天与材料工程学院,长沙,410073刊 名：弹箭与制导学报 PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE年，卷(期)：200828(4)分类号：V235.213关键词：高超声速飞行器 尾喷管 升力特性 阻力特性 俯仰力矩特性
飞行性能参数 篇5
应变参数用于飞机, 是飞行试验中结构强度和载荷课题所需测试的重要参数之一, 为了全面的检查飞机在受载情况下结构及附件的承载能力, 在飞行试验中需要测试大量的结构应变参数, 一架试验机的应变参数有几百甚至上千个, 对于这几百上千个应变参数的校准, 传统的方法是采用手动单通道操作, 校准过程中人为误差不可避免, 而且效率低下, 因此, 为了飞行试验测试数据的可靠性、准确性、高效性, 需在现有校准设备的基础上建设自动化校准系统。
应变参数自动化校准系统是一个闭环的控制系统, 通过Pickering公司的40-265板卡加载信号, 经过采集器后的PCM数据实时传输, 校准结果以数字、曲线及报告形式输出。此系统提高了应变参数校准的效率与准确度, 在一定程度上为试飞工作的可靠性及及时性提供了保证。
2. 应变参数校准原理
根据金属电阻的应变效应, 电阻值的变化和应变之间的公式关系为:
k为金属应变灵敏度, 它的取值范围为1.7~3.6[1]。
3. 应变参数自动校准系统构成
应变参数自动校准系统是由程控应变模拟器、校准计算机、数据采集器 (KAM500等) 、PCM检查计算机构成, 组成示意图见图2。
程控应变模拟器通过一个3 U 4槽c PCI机箱来实现, 主要由Pickering公司的型号为40-265的6通道应变模拟卡、桥接板和220V的电源模块组成。40-265卡包含6路独立的应变电桥块, 激励电压可选外部或内部激励, 电桥回路包含三个350Ω的固定电阻和一个变化范围为±1%的可编程电阻, 通过可控开关可实现1/4桥、半桥和全桥回路。板卡的用户校准通过一个外部的D M M连接到校准端口——即一个UUT接口来实现。校准计算机通过一个PCM express卡和40-265板卡连接, 实现对板卡的控制。
40-265应变模拟卡的输出电压经过机上测试电缆后由KAM/KAM4000/770采集器实现A/D转换, 转换后的PCM数据经过S A M/0 0 7卡的上传到检查计算机, 再经过以太网发送到校准笔记本, 形成闭环链路, 将应变物理量和PCM码值自动录入Excel表格, 生成校线。
4. 软件设计方案
应变测试多通道自动校准软件基于C++Builder 6.0平台开发, 它由四个模块组成:任务准备、现场校准、调试计量、帮助, 实现对应变模拟卡的控制、PCM数据的接收、校线的生成、板卡计量等功能。校准流程图如图3所示。
4.1 任务准备模块
任务准备模块的功能为:任务描述、校准参数录入等。校准任务描述信息的主要内容包括校准文件中的基本信息如飞机型号、机号、校准人员等, 以及经由采集器发送的数据包的帧定义信息。校准参数在任务准备阶段可以动态地添加和删减, 并在参数列表中显示, 参数信息中数据包的帧地址、字地址是为了正确的取回各参数对应的采集后的数据, 根据校准值的上下限、校准点数可以计算出各个校准点的应变值, 再依据公式 (1) 可计算出可变电阻的阻值。任务准备模块可在校准前实验室提前准备, 所有信息以工程文件的形式保存, 现场可直接调用, 软件界面如图4所示。
4.2 现场校准模块
现场校准模块主要包括对应变电桥模拟板卡的控制、PCM数据通讯、数据结果的保存、校准结果精度的计算等。
(1) 应变电桥模拟板卡的控制部分
对应变电桥模拟板卡40-265的控制是通过其面向Borland C++的动态链接库来实现, 控制指令实现板卡的开启关闭、通道的设置、可变电阻值的写入等。通道的设置包括激励端方式 (外部激励或者内部激励) 和全桥或半桥电路的选择。板卡的EEPROM中提供了标定后电桥的固定电阻R的阻值, 同时可变电阻设置后的值可以返回, 这使得应变信号的加载更加准确。
(2) PCM数据通讯
采集器输出的P C M数据到校准计算机的传输采用的协议为U D P协议。在TCP/IP网络体系结构中, 有TCP (传输控制协议, Transport Control Protocol) 、UDP (用户数据报协议, User Data Protocol) 两种传输层最重要的协议。TCP协议是面向连接的、可靠的数据传输协议, 在正式通信前必须通过三次握手建立起连接, 具有超时和重传机制。而UDP协议是非面向连接的不可靠的传输机制, 在通信前不需要先建立连接, 不提供报文的确认, 传输速度块。根据校准数据传输的特点, 客户端 (PCM检查计算机) 和主机端 (校准计算机) 之间并不需要事先连接, 客户端可以在采集器打开后就开始发送数据包, 主机端只在需要时将PCM数据包取回即可, 而且单个校准点在一定时间内会发送N个数据包, 几个数据包出现坏包情况只需丢掉即可, 不需重发, 所以在本系统中选用了UDP传输协议。
在C++Builder 6.0平台上, 基于UDP的数据传输开发方式有两种, 一种是通过Windows API函数, 另一种是利用开发组件即NMUDP控件, 本文采用了后者。在控件属性中设置IP地址, 端口号等信息, 当收到数据包时触发函数NMUDP1DataReceived () 。
(3) 基于OLE的数据结果保存
根据校准规范, 校准结果最终需要以Excel格式存储, 利用C++Builder6.0具备的OLE Server功能, 可在其平台上创建控制端应用程序来驱动E X C E L软件, 主要实现Excel校准模板文件的导入、单元格中数据的的输入、文件的保存等。
(4) 校准精度的计算
根据国军标1692, 运用回归分析法处理试验数据, 对测试仪器校准试验得到的N组校准数据 (xi, yi) (1, 2, …, N) , 利用最小二乘法, 通过逐次回归确定出描述变量Y (输出两) 与X (输入量) 之间相关关系的回归多项式。
其中R为多项式中的最高方次, N>>R, 本文中R取值为2。
作为表征校准数据与校准曲线离散程度的指标, 子样标准偏差S值的公式为:
现场校准的界面如图5所示, 用户调用提前设置的校准任务文件, 然后选择设置校准参数组 (小于等于6个参数) , 并定义每个参数与校准通道对应关系。然后启动自动校准按钮, 校准仪会完成校准全过程。校准完后, 现场显示校准结果 (校准点队、校准曲线、误差分析等) 。用户确定结果后, 按压“保存”按钮, 则结果自动保存。
5. 结束语
应变测试多通道校准自动系统建立在传统校准方法的基础上, 应用计算机及网络技术, 实现自动校准, 提高了校准效率和可靠性。
参考文献
[1]传感器原理及工程应用[M].西安电子科技大学出版社.2004
[2]GJB1692-93.试飞测试仪器校准规范[S].1992
[3]樊尚春, 等.航空测试系统[M].北京航空航天大学出版社.2005
飞行性能参数 篇6
基于性能的导航 (Performance Based Navigation, PBN) 是国际民航组织积极推广的新技术之一, 是未来新航行系统的重要组成部分。但我国设计工作起步晚, 经验不足, 面对日益增长的空中交通流量以及更高的程序设计要求, 如何确保并提高我国程序设计质量成为亟待解决的问题。因此, 有必要建立一套客观、完整的质量评价体系, 本文初步探索建立PBN飞行程序设计质量评价。
1 我国PBN飞行程序设计存在的问题
飞行程序设计工作是民航机场规划发展以及空域资源利用和开发的基础, 更是航空运行安全的保证[1], 我国程序设计工作却存在以下问题。
1.1 任务重
根据国际民航组织要求, 2016年, 全部机场终端区实施RNAV-1或RNP-1运行, 全部仪表跑道具备RNP进近能力[2]。中国民航“十二五”规划中提出至2015年, 我国民用运输机场数量将达到230个[3], 意味未来4年, 须对现有及新建机场和仪表跑道完成PBN飞行程序设计, 程序设计工作任务巨大。
1.2 难度大
我国民航发展长期忽视空域和机场规划可持续性, 导致当前空域结构、航路划设不合理, 机场布局和选址不科学, 终端区运行容量接近饱和等诸多突出问题。此外我国地形复杂, 现有39个特殊机场, 在建多个高原和复杂机场。因此, 程序结构选择、障碍物处理和规避、航段梯度设置, 低温限制及最低运行标准制定都将增大设计难度。
1.3 能力不足
国外程序设计参与者包括程序设计员、管制员、公司飞行机组、签派员及性能分析员, 由程序设计和使用者共同参与程序的前期资料收集、方案设计及后期运行维护, 以求最优化。但我国程序设计、评审监督主要由设计员凭工作经验完成, 设计单位和人员数量有限, 设计重点仅停留在符合设计规范的层面, 缺乏使用者的参与和沟通, 设计中软硬件设施的落后, 忽略了程序的经济性、简便性以及长期性等方面要求。
1.4 标准不统一
我国PBN飞行程序设计主要依据《航空器运行第二卷目视和仪表飞行程序设计》, 以及《基于性能导航 (PBN) 手册》。这两部文件属一般性规则, 未考虑特殊性问题, 因此, 造成我国各地区设计单位间设计方法、标准不统一, 这对程序安全可靠性及局方对程序的评审、监管的一致性产生影响。
飞行程序设计应当遵循安全、经济、简便的原则, 在确保安全的前提下, 达到经济和简便的要求[4]。同时还需对经济效率、简便性、环境影响以及可持续性等进行考虑。
2 PBN飞行程序质量评价
PBN飞行程序设计包含程序制定中考虑的所有事项信息, 涵盖数据收集至程序公布的全过程。目前尚无飞行程序设计质量的完整定义, 本文将其描述为:PBN飞行程序全过程中, 符合规定的有关法规、技术标准, 能满足程序使用者所需性能总和。它不仅包括程序设计过程以成果的质量, 还包括参与设计活动组织和人员的工作质量。并认为质量评价评价主体根据一定的评价目的和标准采用适当的方法技术对评价客体的价值、质量进行认识评定。
因此, 本文以PBN飞行程序设计为研究对象, 以保证其质量为目的, 发现可能引起质量问题的因素, 建立评价指标。
3 PBN飞行程序质量评价指标
3.1 质量评价内容
安全性, 在保证前期资料收集的充分、可靠性基础上, 以Doc8168及Doc9613中规范和标准为依据, 评价航行参数、保护区绘制、障碍物评价、坐标计算以及导航数据库等。
经济性考虑程序的容量, 航器运行油耗及性能。
简便性从程序使用者角度, 考察进离场是否分离以减少飞行冲突, 便于管制员调配;是否便于飞行人员操作及流畅性。
环境影响考虑航空器运行中产生的噪声等级, 温室气体排放量。
长期可持续性考察程序是否能适应机场长期发展, 当机场流量增长, 开辟新航线, 扩建或增加跑道时, 现有程序的可用性和兼容性, 避免程序设计重复性。
上述五个评价内容分别是多层次单因素指标对程序各方面进行定性和定量的评价, 各评价内容和指标间相互关联又彼此约束。因此, 作为一个系统工程, 需再将系统整体作为评价对象, 进行综合评价, 从而使程序质量整体达到最优化。
3.2 PBN飞行程序设计质量评价指标
评价指标是反应评价内容功能的特定概念和数值, 具有综合性和数量性。评价内容需要多个因素组成的多指标评价体系, 并组成整体, 全面、客观地综合反应研究系统的情况。评价指标的选取是开展质量评价的基础, 指标选取时应遵循系统性、科学性、简便性、可测性以及定性、定量相结合的原则, 同时各指标间还应当避免相互包含的关系。
由于程序设计过程中对质量影响起到决定性作用的为前期准备和程序设计阶段, 同时这两个阶段也是在验证之前设计人员可控、可操作、调整余地较大, 较为经济、快捷的阶段。因此根据质量评价内容和准则, 以安全性评价为重点, 就这两个阶段建立综合质量评价指标。
4 结论
在表1至表5中所建立的评价指标, 较为全面、综合的反应了设计中各质量影响因素。所建立的指标体系中既有定性指标, 又有定量指标。在实际质量评价过程中, 需要进一步确定各定量指标的计算模型, 经过数学处理后, 作为评价标准, 经专家评判和模型计算分析之后。为探索PBN飞行程序设计的质量情况作出较为客观、科学的评价, 为提高程序设计质量提供参考和决策依据。
摘要：本文重点论述实施PBN程序设计质量评价的必要性, 建立质量评价指标, 为进一步研究PBN飞行程序质量保证和管理体系提供参考依据。根据飞行程序设计原则, 选取安全性、经济性、简便性、环境影响及可持续性为评价准则, 分析各准则下包含的质量影响因素并以此构建评价指标, 为程序设计提供全面、客观的质量评价标准。本文研究内容可为今后飞行程序设计质量保证体系理论与实践研究提供参考。
关键词：PBN,质量评价,评价指标
参考文献
[1]王保强.飞行程序设计工作的组织管理和质量管理[J].空中交通理, 2002 (2) :46-47.
[2]中国民用航空局.中国民航基于性能的导航实施路线图[R], 2009.
[3]中国民用航空局.中国民用航空发展第十二个五年规划[R], 2011.
飞行性能参数 篇7
1998年,中国民航(总)局发布适航指令,要求全国所有商用客机加装快速存取记录器(QuickAccessRecorder,QAR)设备,自此以后,QAR译码工作在中国民航系统中广泛地开展起来。QAR设备能够记录下飞机飞行过程中产生的大量运行参数,其信息之完整使得工作人员即使在航班后也能够了解到飞机飞行的主要情况。
QAR设备的应用使通过实际飞行数据客观衡量飞行员的具体操作能力成为可能。QAR数据不但数量充足,而且取用方便,不会干扰航空公司正常的生产活动。通过研究QAR设备记录的大量飞行参数的变化规律,可以看出在飞行活动中民航飞行员对各种事件的反应及处理过程,并可对其进行统计与评估,得出基于事实的、较为可信的结论。
本文试图建立一种通过计算数值分布差异来研究飞行超限事件数据与飞行参数的方法。目的是提供一种利用丰富的QAR数据进行飞行事件与航空安全研究的方法。
2 飞行参数差异分析
2.1 基本思路
我们希望寻找一种通过飞行参数进行航空安全研究的方法。一般来说,航空器飞行过程中会受到许多因素的影响。例如外部大气环境(风速、风向、大气总温等)、飞机本身的机械因素(发动机状态、各种操纵面的位置等)、飞行员的基本能力(空间知觉,记忆力,注意力)以及飞行员的心理状态(疲劳程度、心理状态、情绪稳定性等)。在整个飞行过程中,这些因素不断随时间发生着变化,同时对飞行活动产生极为复杂的影响。总的来说,由于影响关系纷繁复杂,对所有因素同时进行研究就显得不够现实。因此,需要挑选其中具有代表性的数个关键参数,来对某些典型飞行事件进行具有针对性的研究。通过对这些参数的变化模式进行分析与总结,从中发现某些可能影响飞行安全的固有因素。
QAR超限事件是一种典型的非正常飞行事件。超限事件的探测是基于对航班飞行过程中产生的各种参数数值的译码分析。超限与未超限事件的差别体现在飞行参数是否符合某一个或几个参数判定条件。
根据事件链理论,某飞行事件的发生是由于之前一连串事件环环相扣共同引起;只要其中有一个事件得到有效控制,该飞行事件就不会发生[1]。对于飞行超限事件,各飞行参数之间相互影响相互作用,它们之间的联系同样可以看作是一种链的结构。一个飞行超限事件对应着一个参数判定条件,相应地对应着一连串相互关联的飞行参数。一般来说,一个飞行参数发生了符合超限事件探测的情况,在事前事后都可能会导致数个其他参数发生变化。这样的变化通常反映在其与正常飞行数据之间的差异上。于是,发现这种差异,就可以藉此对与某超限事件有关的参数联系进行有针对性的研究,并可以在某种程度上衡量这些参数对飞行超限事件的影响。
飞行参数的变化十分复杂多样,在许多情况下,其可能具有某种无法进行简单假定的分布形态。例如500至50英尺(foot,以下简写作ft)的进近速度,在静风条件下,通常飞行员会将空速控制在VREF+5(参考速度+5节,以下以相同方式表示)附近,而在QAR超限事件监控标准中,“进近速度小500ft以下”超限标准为空速小于Vref,“进近速度大500-50ft”超限标准为空速大于Vref+15,两超限并非以Vref+5为中心的双侧对称值。因此,为避免发生超限,飞行员对空速偏小和偏大的敏感程度是不同的,其对空速的控制也带有偏向性,这就导致该阶段空速采样总体分布的各项参数难以进行事先假定。因此,若要对飞行参数的多样本采样进行差异检验,最好选择一种非参数检验方法。
两样本比较的非参数方法中,较常用的有Wilcoxon法、Mann-Whitney法、Kruskal-Wallis法及Median法四种。其中,Kruskal-Wallis法无论是在小样本还是在大样本情况下都具有相对较高的检验功效[2]。
因此,本文的计算分析选择使用Kruskal-Wallis检验方法。
2.2 Kruskal-Wallis检验
Kruskal-Wallis检验(KW检验)是一种推广的多独立样本平均秩检验。其原假设为:
H0:样本来自的多个独立总体的分布无显著差异。
该检验属于一种非参数检验,并不要求被检验的样本总体具有已知的分布形态。其基本方法是:首先将多组样本混合按升序排列,并记第i组的ni个样本的秩为:
之后对多组样本的秩分别求平均值。如果各组样本的平均秩大致相等,则可以认为多个独立样本的分布没有显著差异;如果多样本的平均秩相差很大,则不能认为多个独立总体的分布无显著差异。
于是,令:
则构造KW统计量如下:
式中:Ri—第i组样本的平均秩;
R—总样本平均秩;
k—有k组样本;
ni—第i组样本的观察值个数;
N—样本的总个数。
若H0不真,K有偏大的趋势。因此,拒绝域有如下形式:
其中,c由PH 0{K≥c}=α确定。
KW检验可通过统计学软件SPSS方便地实现。在分析时,SPSS将自动计算KW统计量,并依据KW检验临界值表给出KW统计量对应的相伴概率值。如果相伴概率小于或者等于用户的显著性水平α,则应拒绝原假设H0,认为多个样本来自的总体分布有显著差异;如果相伴概率值大于显著性水平,则不能拒绝零假设H0,认为多个样本来自的总体分布无显著差异。
采用多独立样本的KW检验方法,对所获得的数据进行分析处理,可以用于比较发生与未发生超限事件的航班参数各自所具有的表现分布是否存在显著差异,进而判断某一飞行参数对于其之后发生的飞行超限事件是否具有某种程度的影响。
2.3 飞行参数选取
飞行参数的选取应基于具体的飞行超限事件进行判断。对于不同的超限事件,其对应的一连串相关参数很可能并不相同,但是总的来说,按照飞行阶段大致划分我们所关注的飞行参数是一种比较好的选择,因为在飞行过程中,在相同的飞行阶段中所要关注的重要飞行参数也经常十分相似。
另一方面,超限事件的判定大多是集中在一小段时间范围,因此,只需要选择相应超限事件发生时刻或附近的相关参数进行分析。
鉴于起飞爬升和进近着陆阶段是飞行不安全事件的高发阶段,以下主要选取这两阶段的超限事件作为飞行参数选择的基础。对此,综合考量已有数据,选择以下三项超限事件作为分析举例:35-1000ft无线电高度范围内出现的爬升速度大超限事件、2000-1000ft无线电高度范围内出现的下降率大超限事件以及接地点远超限事件。此三项均为日常飞行过程中发生较多的超限事件。依照经验对以上三项超限事件设置数个可能具有一定影响的采样参数并确定其对应的采样算法。具体项目及采样方法见表1。由于我国民航飞行中仍主要使用英制单位,为了使专业人员在阅读本文时更加方便,本文中各参数均直接采用由QAR所得到的英制单位数据。
3 数据分析
本文的分析使用了采集自波音737-300飞机的共134套航班数据,其中爬升速度大超限30起,下降率大2000-1000ft超限17起,接地点远超限37起。为了最大限度地利用数据资源,在分析某一个超限事件的时候,同时利用了发生其他超限事件的航班数据,但是要求两超限事件不能发生在相同的时间段、高度段或以其他方式标志的阶段内。
将采样数据输入SPSS进行KW检验,并设显著性水平为0.05,得到如下结果。
3.1 爬升速度大(35-1000ft)超限事件分析
计算采用超限航班数据30套,正常航班数据90套。
检验参数值见表2。其中秩均值表示每个分组数据中秩的平均值,其单位为无量纲;显著性则为KW检验中统计量对应的相伴概率值。由表2可知,数据在所选择的三个飞行参数采样上均具有显著的差异性。相对于正常航班数据,超限航班数据表现为拉杆时空速、地速及初始爬升阶段爬升率均值偏大。根据经验判断,该结果与实际情况相符。通过这个例子可以看到,本文所使用的方法对于超限事件所涉及到的参数规律具有一定程度的分辨能力。
3.2 下降率大(2000-1000ft)超限事件分析
计算采用超限航班数据17套,正常航班数据117套。
检验参数值见表3。由表可知,数据在整段下降率均值,后半段下降率方差,后半段空速均值,整段发动机转速均值及前半段发动机转速方差对应的7个采样上具有显著差异性,而在前半段空速均值上具有不太显著的差异性。相对于正常航班数据,超限航班数据表现为整段下降率大,后半段下降率方差大,后半段空速均值大,整段发动机转速小,前半段发动机转速方差小。另外经过检视数据发现,大下降率大多开始于2000-1000ft高度范围的前半段,部分会持续到后半段,而伴随大下降率的通常是较小的发动机转速和飞机仰角;同时,对于大多数航班而言,发动机转速在5000-1000ft高度范围内出现了一次或数次明显下降,维持一段时间,然后明显回升的情况。由此,我们对于检验结果可做出如下解释:
(1)整段下降率大是显而易见的参数表现。
(2)前后段下降率方差在显著性上的差异可以认为是由于超限航班在通过2000ft无线电高度附近时就已经带有下降率偏大的趋势,并在前半段逐渐突破临界值发生超限。但其在该阶段数值的变异并不比未超限航班严重,因此前半段两组数据下降率方差的分布差异并不显著。而在后半段,发动机转速及仰角的回升使得超限航班的大下降率逐渐得到纠正,这造成下降率数值产生了比较大的变化,而未超限航班并不存在这种情况,因此超限航班的后半段下降率方差偏大。
(3)下降率是空速在垂直方向上的分量,因此大下降率从某种程度上来讲也意味着相对较大的空速。
(4)前半段超限航班在发送机转速方差上相对于未超限航班偏小,说明超限航班在前半段相对未超限航班较少进行油门上的改变;而在后半段,超限航班与未超限航班在发动机转速方差上的分布差异并不明显。同时,在整个高度范围里,超限航班相对于未超限航班,发动机转速均值明显偏小。因此有理由认为超限航班倾向于更晚地进行油门操作,而且其操作时的无线电高度集中在1000ft附近或更低。
3.3 接地点远超限事件分析
计算采用超限航班数据37套,正常航班数据61套。
检验参数值见表4。由表可知,数据在200-50ft地速均值及50ft处发动机转速上具有显著差异性。同时还注意到,在200-50ft空速均值数据并不像地速一样具有显著差异。这可以解释为:
(1)在着陆过程中,飞行员主要考虑的问题是保持空速,而接地点远超限事件的判断则是依据50ft至接地范围内的地速进行。这样,当环境因素影响造成空速地速差别较大时,虽然飞行员通过主动控制使空速保持在合理的范围,但是却有可能由于地速偏大而造成接地点远超限事件发生的可能性增大。换而言之,导致发生接地点远超限事件的原因之一可能是顺风与逆风的影响,即环境因素。
(2)50ft发动机转速上的统计学差异,也许可以解释为造成超限事件发生的另一项原因:着陆阶段油门偏大或收油门偏晚。不过该采样在检视数据时发现,超限组与未超限组虽然在秩均值上有一定差异性,但是在数值均值上相差较小,基本属于同一发动机推力范围,因此其差异性也可不予考虑。
4 结束语
本文提出了一种基于差异检验的QAR数据分析方法,并选取了数个典型超限事件进行分析。文中对部分可能与事件相关的飞行参数进行了采样,使用KW检验方法对采样参数进行处理,以此判断超限与未超限航班飞行数据之间的分布差异。经过研究性试用,该研究方法在处理数量庞大,结构复杂的QAR飞行数据方面具有可行性,对其进行有效利用可以提高对于飞行超限事件的分析能力。
通过对飞行数据的数学分析,可以提取出其中所包含的数字特征;然后通过对数字特征进行归纳总结,结合理论分析与经验判断,可以得出飞行事件的形式化描述,并确定相关的影响参数,然后对事件机理进行解释说明。这对于实际生产活动中减少飞行超限事件的发生、提高生产安全水平具有很大的指导意义。
由于论文篇幅及数据数量所限,本文没有对三项超限事件进行更深层次的分析与解释。加之飞行过程中各种因素之间影响关系错综复杂,很多时候即使是经验丰富的研究者也难以进行准确全面的分析。因此,本文的方法也不可避免地带有局限性。为了更加有效地利用QAR数据,还需要做更加深入细致的研究工作。
摘要：提出一种利用差异检验对QAR超限事件与飞行记录数据进行分析的方法,以从海量的QAR飞行数据中提取出带有指导意义的信息。首先研究了将KW检验应用于QAR超限事件分析的可行性;然后针对某超限事件进行典型参数选择,并对发生与未发生该超限事件进行分组,对所选择的航班采样数据进行KW检验,根据检验结果判断某飞行阶段中被选择的典型参数是否存在显著差异。最后对于存在显著差异的参数,分析其参数特征,通过理论与经验对其进行解释,研究其对于超限事件的影响。通过对爬升速度大(35-1000 ft),下降率大(2000-1000 ft)及接地点远三项超限事件进行举例分析,可以看出KW检验能够分析飞行参数的分布差异,进而为事件分析提供经验性的判读依据,并为飞行安全管理工作提供指导。
关键词：飞行超限事件,KW检验,飞行参数,QAR
参考文献
[1]刘汉辉,孙瑞山.基元事件分析法[J].中国民航学院学报,1997,15(3):1-9LIU Han-hui,SUN Rui-shan.A Method of Basic ElementAnalysis of Aviation Accidents[J].Journal of Civil Avia-tion Institute of China,1997,15(3):1-9
[2]张超,胡军,陈平雁.完全随机设计两样本比较的非参数方法的检验功效比较[J].中国卫生统计,2008,25(3):230-235ZHANG Chao,HU Jun,CHEN Ping-yan.The Compari-sons among the Powers of the Nonparametric Tests onCompletely Randomized Design of Independent Samples[J].hinese Journal Of Health Statistics,2008,25(3):230-235
[3]范金城,梅长林.数据分析[M].北京:科学出版社,2002.7
[4]中国国际航空公司.国航股份QAR超限事件监控项目与标准2008版[S].2008
[5]薛薇.统计分析与SPSS的应用[M].北京:中国人民大学出版社,2001
[6]Neil A HCampbell.The Evolution of Flight Data Analy-sis[OL].The Australian Society of Air Safety Investiga-tors.http://asasi.org/,2007
[7]Thomas R Chidester.Understanding Normal and AtypicalOperations through Analysis of Flight Data[OL],NASAAmes Research Center.http://apms.arc.nasa.gov/,2003
[8]史亚杰,陈艳秋.航空安全信息管理的问题与对策[J].中国安全生产科学技术,2010,6(3):116-120SHI Ya-jie,CHEN Yan-qiu.Problems and countermeas-ures on aviation safety information management[J].Jour-nal of Safety Science and Technology,2010,6(3):116-120
[9]陈艳秋,史亚杰,张元.航空安全科技支撑体系建设的问题和对策[J].中国安全生产科学技术,2010,6(3):152-157CHEN Yan-qiu,SHI Ya-jie,ZHANG Yuan.Problem sand counter measures on the construction of science andtechnology supporting system of civil aviation safety inChina[J].Journal of Safety Science and Technology,2010,6(3):152-157
[10]郇秀霞,王红.基于数据仓库的QAR数据分析[J].计算机工程与设计,2008,29(10):2685-2688HUAN Xiu-xia,WANG Hong.Analysis of QAR databased on data warehouse[J].Computer Engineering andDesign,2008,29(10):2685-2688
[11]冯兴杰,李胜,郇秀霞.基于小波尺度系数的民航QAR数据约简及其性能分析[J].计算机工程与设计,2009,30(5),1255-1258FENG Xing-jie,LI Sheng,HUAN Xiu-xia.Civil avia-tion QAR data reduction and its performance analysisbased on wavelet scaling coefficients[J].Computer En-gineering and Design,2009,30(5),1255-1258
飞行性能参数 篇8
近年来, 军事领域随着科学技术的发展而出现了突飞猛进的发展, 无论是作战的军事技术还是军事设备都面临着一个前所未有的春天。虽然目前国际形势总体和平, 但是局域地区的动荡不安也使各国加紧了对军事设备的研发。飞行器的隐身技术就是目前各国主要研究的方向。一旦飞行器隐身技术有所突破, 那么在飞行器执行打击和侦察等任务指令时, 就能够提高命中率, 减少本国的人员伤亡, 在战场上能够有效的提高作战能力。目前对于飞行器的隐身技术的研究主要集中在雷达隐身器的研究。雷达在支撑飞行器运作的过程中起着至关重要的作用, 没有雷达设备, 飞行器没有办法实行飞行和准确定位, 但是也是因为雷达的存在暴露了飞行器的踪迹, 增加了飞行器的危险性。目前, 各个国家对于飞行器雷达隐身技术的研究主要集中在通过减弱雷达的回波, 而降低地方发现的概率。使其既能够有效的完成军事命令, 又能在一定范围内逃避地方的侦察, 提高军事指挥作战能力。飞行器的隐身技术主要有:雷达隐身技术;红外隐身技术。由于雷达作用距离较远, 多用于对飞行器的远程探测。而红外探测装置作用距离较近, 常用于近距离使用。雷达隐身技术的作用机理主要是通过减弱、吸收、抑制散射目标的雷达回波强度, 降低目标的有效探测概率, 使目标在一定的范围内难以被对方雷达发现和识别。一般采取的措施:一是外形隐身技术, 二是材料隐身技术。外形隐身技术往往在一个角度范围内获得RCS减缩的同时伴随着另一角域的RCS增加, 如果要求更多方向上的减缩, 须结合吸波材料技术。外形隐身技术的首要条件是要确定威胁区域。如果所有方向的威胁是同等重要的, 则外形隐身技术是无能为力的。对于实际的飞行目标, 通常都可以确定出其最重要的和次重要的威胁区域, 因此可以利用外形隐身来获得有效的RCS减缩。
1 飞行器雷达隐身技术现状
目前国际上的军事大国主要是俄罗斯和美国, 这两个国际的军事作战能力和军事作战技术都是不容小觑的。他们拥有目前国际上最先进的军事作战设备。率先意识到飞行器隐身技术重要性的美国, 在上个世纪的末期就结合当代军事发展的主要趋势, 集结了大量的军事技术研究人员和军事研究专用费用, 进行了相关技术的纵深研究。经过他们的不断努力, 在国家和人民的高度重视之下, 目前已经取得了比较突出的成绩, 他们目前掌握着不同实际用途和具体型号的军事作战武器, 这些武器中无一不渗透着相关的隐身技术, 使得其国际巡航导弹和反弹道导弹系统领先于世界各国之上, 军事实力大增。美国作为当前的军事大国和经济大国, 率先将隐身技术纳入了军事研发战略之中, 并逐步提高其重视地位, 从目前对其武器的了解情况分析, 美国的多有巡航导弹设备都安装了相应的隐身技术, 而且其隐身技术的能力也在逐渐的提高, 隐身的范围在逐渐的扩大, 隐身效果越来越明显。从目前我们分析的数据上观察, 美国军事作战器最初的隐身系数基本上确定为0.1平方米, 但是随着其研究技术的深入和实战演练的综合性分析, 到目前为止, 改过的飞行器隐身范围基本上提高到0.01平方米, 这是一个非常惊人的数据值, 目前, 国际上还鲜有国家能够达到这个参考系数, 也就是说美国的军事作战能力也将大幅度提高, 在战争时期其军事打击能力将略胜一筹。从实际的例子进行具体的阐释:如:在实战中应用最多的“战斧”系列巡航导弹, 采用常规的圆截面弹体外形, 在翼面、进气道、弹体表面等部件上采用了吸波材料, 其RCS约为0.1m2。此外, 先进巡航导弹AGM-129A (RCS约为0.01m2) 、联合防区外空地导弹JASSM (RCS约为0.01m2) 等均采用先进的隐身外形, 并综合采用吸波材料等多种隐身措施, 获得了非常好的隐身性能。综观世界飞行器的发展动态, 隐身飞行器是各国武器装备重点发展的目标之一, 具有隐身飞行器多样化、多功能隐身、全方位隐身、开发新概念隐身飞行器等特点。
2 飞行器机翼布局隐身设计
雷达后向散射涉及到入射场与整个反射结构的相互作用, 对于大多数雷达, 其波长大大小于飞行器的典型尺寸, 电磁散射实际上是局部现象, 为了较显著地降低RCS, 必须首先对主散射体采取措施, 以减小雷达散射截面。飞行器常见的头向强散射中心有:雷达舱、座舱、进气道、机翼、尾喷管等部位。消除这些强散射中心是目标外形设计的目的。在控制或降低这些部件的雷达散射截面时, 必须保证它们能够满足飞行器的总体要求, 如机载雷达及其天线罩的隐身必须确保雷达的正常工作;进气道的隐身必须保证进气量及总压恢复系数以获得足够的推力;座舱的隐身必须保证飞行员具有足够的可见度。隐身飞行器外形设计的具体措施有:改善飞行器的总体布局, 使飞行器表面尽量光滑而没有明显的突变;采用低RCS的部件;尽量缩小飞行器的机械尺寸等。在隐身总体设计中, 需要根据威胁情况、可实现程度、成本等情况进行权衡, 将隐身飞行器的性能价格比控制在合理的范围内。
2.1 飞行器机翼布局设计
机翼飞行器整体构造中一个重要的散射源头, 换句话说, 它是比较容易遭受到敌方侦察的区域, 因此, 提高该部位的隐身技术能力, 也是提高飞行器整体隐身能力的一个关键。
“战斧”导弹的弹翼后掠角为7°, 将其变化为20°和40°进行了RCS计算和分析。结果表明, 弹翼后掠角主要影响弹翼前缘散射峰值的方位, 而对其他方位的影响很小, 头向和全方位的RCS均值也没有明显差别。
2.2 导弹尾翼布局设计
尾翼的研究主要针对尾翼布局的变换, 对比分析正常的“十”字形布局和倾斜的“X”形布局。计算结果表明, 尾翼布局对侧向附近方位的RCS有非常明显的影响, “X”形布局使侧向RCS显著降低, 这从均值统计可以看出, “X”形布局的±180°全方位RCS均值因侧向减缩而下降了一个量级, 而±45°头向RCS均值则没有变化。
3 结论
综上所述, 虽然在当今大的和平的背景之下, 各个国家都没有放松对于国防军事能力的建设, 只有国防和军事的作战能力全面提高, 才能对其他的国家产生一定的威慑能力, 进而维护国家的和平与发展。飞行器的隐身技术一经诞生就引起了各个国家的足够重视, 在其技术研究领域中美国处于优势的地位, 并已经将其研究结果应用于具体的导弹系统中, 我们国家从国防和国情两个层面出发, 也应该集中一定的人力和物力进行飞行器的隐身技术研究, 尤其是要加大对于雷达隐身技术的研究, 只有这样才能提高我国军事能力, 进而促进国家综合实力的提升。
参考文献
[1]阮颖铮.雷达截面与隐身技术[M].北京:国防工业出版社, 1998.[1]阮颖铮.雷达截面与隐身技术[M].北京:国防工业出版社, 1998.
飞行性能参数 篇9
发动机载荷谱, 是为进行发动机及其零部件的寿命、可靠性和强度分析以及试验考核而编制的有关载荷要素的组合, 是发动机在规定的飞行任务、用法和使用条件下载荷参数的统计结果。发动机使用载荷谱是供现役发动机使用的载荷谱, 又称实测谱, 是由飞行载荷实测和飞行任务调查得到的, 可直接应用于发动机的定寿和延寿。
飞行参数记录了飞机各系统的工作情况以及飞行状态的各种信息, 反映了飞行员对飞机的操作、使用情况, 可以用于飞机的日常维护、飞行训练和事故分析。在进行单机寿命监控, 疲劳载荷谱的编制、飞机的定延寿等工作中飞参数据都在发挥着日益重要的作用[1]。本文基于飞参数据, 针对某型发动机飞参系统数据漏记的现象, 制定有效的解决方案, 进而利用雨流计数法统计了该型发动机的涡轮部件载荷谱。
1 某型发动机高压涡轮部件载荷谱基本情况分析
在涡轮部件承受的载荷中, 气动载荷、振动载荷等对部件的强度影响较小, 并且载荷数据也比较有限, 在此本文仅考虑部件离心载荷的影响。这样, 需要的主要参数有:飞行时间、发动机转速、涡轮后燃气温度。根据这些需要, 走访了飞行部队, 通过调查飞参记录, 获得了上述数据, 此外, 还取得了飞行高度、飞行马赫数的数据作为参考。
本次调查共获得435组、共870台次的发动机使用情况数据, 每组数据记录了一架飞机的左右两台发动机的使用情况。这两台发动机的飞行高度、飞行马赫数相同, 数据的采样率为1 (每隔1 s采一次) 。记录飞行总时间为1 262.35 h, 平均每次飞行为5 223 s。
2 载荷谱实时压缩处理
2.1 伪读数检验
伪读数检验主要用于跳点的判别。其主要方法有梯度检验和极值检验两种。本次载荷谱的整理过程中, 伪读数主要出现在转速数据中。在飞机降落后, 当发动机转速接近零状态时, 有12组、13台次发动机数据突然出现6 s 146.14%NH (NH-高速转速) 的数据, 判读为跳点, 根据其前后转速数据, 将其平滑处理。在飞机起飞阶段, 有5组、10台次发动机相邻点数据差值超过正常范围, 主要表现为在1 s中内转速提高25%NH以上, 判读为跳点。但该跳点对后续的计算影响很小, 所以未对数据进行圆滑处理。
2.2 补充完善载荷谱
如果载荷谱记录完整, 飞行高度、飞行马赫数、转速等数据应该由0开始, 到0结束, 但由于飞参生产批次的不同, 所以在调查飞参记录仪取得的原始记录数据中, 开始状态参数和结束状态参数都有所不同。部队调查还发现, 对于大多数飞行科目来说, 在飞机滑跑前一般要将油门杆推到70%NH～80% NH, 测试发动机的性能, 之后又拉回到50.5%NH慢车转速并保持一段时间, 然后按正常程序起飞, 这在取得的数据中可以得到验证, 本文将这一过程中对应的70%NH～80%NH状态称为起飞前测试状态。根据发动机起飞和降落中转速历程的不同, 并参考飞行高度、飞行马赫数、涡轮后燃气温度, 435组数据可分为以下10种情况:
(1) 有4组数据的转速历程为:0状态→慢车状态 (50.5%NH) →起飞前测试状态→慢车状态→最大状态 (94.25%NH以上) →巡航状态 (80%NH～90%NH) →0状态;
(2) 有102组数据的转速历程为:慢车状态→起飞前测试状态→慢车状态→最大状态→巡航状态→0状态;
(3) 有10组数据的转速历程为:慢车状态→起飞前测试状态→慢车状态→最大状态→巡航状态→接近0状态 (15%NH左右) ;
(4) 有35组数据的转速历程为:慢车状态→起飞前测试状态→慢车状态→最大状态→巡航状态→慢车状态;
(5) 有4组数据转速历程为:慢车状态→最大状态→巡航状态→慢车状态;
(6) 有216组数据的转速历程为:最大状态→巡航状态→慢车状态;
(7) 有58组数据的转速历程为:最大状态→巡航状态→接近0转速状态;
(8) 有1组数据的转速历程为:慢车状态→最大状态→巡航状态→0状态;
(9) 有2组数据为地面试车数据 (飞行高度、马赫数始终保持为零) , 其中1组数据中右发转速始终为零, 左发转速的历程为:慢车状态→最大状态→0状态;另外1组数据两台发送机的转速历程均为:慢车状态→最大状态→0状态;
(10) 有3组数据在开始或结束时左右发转速不同, 这三组数据中, 有1组左发转速历程与第2种情况相同, 右发转速历程与第1种情况相同;有2组为左发转速历程与第2种情况相同, 右发转速转速历程与第4种情况相同。
由以上的分组可以看出, 除了第一种情况的4组8台次发动机的数据记录完整以外, 其他组数据记录均不完整, 需要对其补充完善。手工统计了第一种情况的4组数据、第2种情况的22组数据, 得到了起飞前 (飞行高度、马赫数始终保持为零) 的转速历程如表1所示。
(s)
根据以上统计结果, 对开始状态记录不完整的数据第6、第7种情况, 补充数据310 s。其中, 由于0状态→慢车状态的实测数据较少, 根据文献[2], 发动机从启动到慢车转速时间为60 s (环境温度-26℃～50℃) , 所以将0状态→慢车状态补充时间取为60 s, 慢车状态→起飞前测试状态100 s, 起飞前测试状态→慢车状态50 s, 慢车状态维持60 s, 慢车状态→最大状态40 s。
对于第2、3、4种情况的数据以及第10种情况的部分数据, 取转速步长为50.5/60, 则:
起飞前补充时间
对于第5、8、9种情况, 由于数据量较小, 按第2、3、4种情况处理。
手工统计了第1、2种情况的降落后 (高度为零) 慢车状态→0状态数据24组, 得到了结束时慢车状态 (50.5%NH) →0状态的转速历程如表2所示。
(s)
根据以上统计结果, 对于结束时转速不为零的数据, 取转速步长为50.5/20, 则:
降落后补充时间
发动机高度在起降中始终保持为零, 无须特殊处理。在起降过程中发动机速度 (马赫数) 较低, 且对发动机涡轮部件的影响很小, 因此只对其进行简单平滑处理即可。
在起降过程中, 特别是在起飞过程中, 发动机排气温度变化剧烈, 涡轮部件应该存在较为明显的热冲击现象, 但鉴于问题的复杂性和目前的技术手段难以对涡轮部件的温度场进行准确的计算, 因此对起降过程中排气温度的变化也只进行简单的平滑处理。
2.3 等值点压缩与峰谷值提取
峰谷值提取的实质就是不计循环载荷的时间因素, 将所处理参数的峰谷值按时间顺序从飞行剖面中提取出来, 并形成按时间顺序排列的峰谷值序列, 可以用一系列折线表示。排列处理峰谷值序列, 可大大压缩剖面数据, 便于进行参数循环计数。在这一过程中, 应先将相邻的等值数压缩 (即相同数值的保留一个) , 然后再提取峰谷值。
2.4 载荷谱雨流计数
把一个随机过程的载荷-时间历程处理成一系列的全循环或循环的过程称为循环计数法。将其分成两大类:单参数计数法和双参数计数法。双参数计数法可以记录载荷循环中的两个参量。由于载荷循环中有两个独立参量 (载荷幅值和载荷均值) , 因此双参数计数法可以记录载荷循环的全部信息, 是一种较好的计数方法。使用最广泛的双参数计数法是雨流计数法, 该法在计数原则上有一定的力学依据, 并具较高的正确性, 也易于实现自动化程序化。国内外一些试验结果表明:使用雨流计数结果编制的载荷谱所做出的疲劳试验寿命与随机载荷历程做出的疲劳寿命比较接近。因此, 雨流计数法在国内外工程界得到了广泛的应用[3,4]。
实时雨流计数模型是在环状雨流计数模型的基础上发展而来。所谓实时雨流计数模型[5], 即输入三个采样峰、谷点后, 就可实现循环判读计数, 并且随着计数的同时, 抹掉构成循环的峰、谷点数据。这样就不需要将所有的采样数据保存在计算机内。这种计数方法有其适用于采样频率高、采样时间长的、处理系统内存有限的小型机载数据采集系统。这种雨流计数模型保持了传统的雨流计数的原则, 适用波形范围广, 突出特点是具有实时处理功能。本文采用这种方法统计了发动机的转速循环和温度循环。
3.5 无效幅值去除
航空发动机构件在实际工作中, 除了经受一些主要的载荷循环外, 还经常受到一些随机的次小循环作用。这些次小循环幅值较小, 对构件疲劳损伤不大, 在工程上, 为减少数据量, 使疲劳寿命计算成为可能, 往往把这些构成次小循环的峰谷值去掉, 使有效峰谷值点数大大减少, 这也就是无效幅值去除的意义所在。
国内外去除无效幅值物理模型很多, 可根据所处理的载荷参数性质和循环波型特点来选用。对于发动机转速这种高均值偏态波型, 采用变程门槛值公式来定义次小循环。
Dmin = (PVmax-PVmin) Δ% (3)
式 (3) 中:Dmin——次小循环幅值变程门槛值;PVmax—载荷参数最大值;PVmin—载荷参数最小值;Δ%—变程阈值的精度, 为给定的百分数。
PVmax、PVmin值可根据具体参数的实际大小由经验给定;Δ%靠经验给定, 可根据不同数组性质和处理精度确定, 一般控制在1%～10%。本文在处理转速循环时, 变程阈值的精度取为1.5%NH;在处理排气温度循环时, 变程阈值的精度小于2.5% (最高排气温度764.18℃, 变程阈值为17.5℃) 。
去除无效幅值, 在程序实现时只需加入一个判断条件即可。根据文献[3], 将其加在判断完循环之后 (即雨流计数后) 最为合适。此外, 常见的去除无效幅值物理模型还有最短航线法, 可参考文献[6]。
3 某型发动机的工作循环和参数分配谱
本文所涉及的某型发动机载荷谱主要是由发动机总体参数包括转速、涡轮后燃气温度, 以工作循环和参数分配谱来表示。
3.1 发动机转速谱
3.1.1 转速分配矩阵
高压涡轮转速在规定范围内 (NH瞬时可达到102%NH, 但时间不得超过15 s) , 起飞过程中的最高转速多在96%NH～98%NH之间。从转速分配矩阵看, 80%NH～90%NH共占到总飞行时间的58.40%, 为主要转速状态。
3.1.2 转速循环矩阵 (%NH)
基于雨流计数法, 共记录767 260个转速循环, 其中有效转速循环18 671个 (变程阈值精度1.5%NH) 。在变程阈值精度为1.5%NH的情况下, 谷值在80%NH～85%NH、峰值在80%NH～95%NH的转速循环共有11 836个, 占有效转速循环的63.39%。以往通过调查飞行任务, 根据飞行任务剖面获得的发动机载荷谱主要记录了主循环 (0→最大→0) 和几种主要次循环 (如慢车→最大→慢车、巡航→最大→巡航等) , 很难获得这些幅值较低而均值较高的循环, 而这些循环对发动机部件寿命的影响是不可忽视的。对幅值在1.5%NH的转速循环的进一步分析表明, 被忽略掉的循环中存在着大量类似的高均值、低幅值的循环, 发动机部件的寿命消耗计算也必须考虑这些循环的影响。基于上述分析, 公式 (3) 中的变程门槛值应根据涡轮部件温度场、应力场的计算结果以及具体的寿命分析方法来共同确定。
3.2 发动机温度谱
3.2.1 温度分配矩阵
从涡轮后燃气温度 (排气温度) 分配矩阵看, 450℃～550℃的状态占总飞行时间的72.82%, 为主要涡轮后燃气温度状态。
3.2.2 温度循环矩阵
(℃)
根据雨流计数法, 共记录616 888个温度循环, 其中有效温度循环27 286个。在变程阈值精度为17.5℃的情况下, 谷值在400℃～600℃, 峰值在500℃～600℃的温度循环共有7 607个, 占有效温度循环的59.82%。
3.3 参数相关时间矩阵
参数相关时间矩阵, 主要给出发动机两个或两个以上相关参数在使用中的联合分布。发动机整机载荷谱参数相关矩阵主要包括发动机转速与涡轮后燃气温度、发动机转速与飞机姿态 (如角速度、过载等) 的相关时间等。由于涡轮部件的持久寿命计算涉及到持久损伤的计算问题, 而持久损伤与燃气温度、转速、时间有关, 所以本文统计了涡轮转速与涡轮后燃气温度相关时间矩阵, 见表7, 表中排气温度为℃, 转速单位为%NH。
(s)
4 结论
飞参系统记录了飞机飞行过程中大量的发动机工作参数, 这些数据较为全面地反映了发动机各部件在空中的实时工作情况。对飞参数据进行研究, 为发动机状态监控提供了一种新的方法, 合理的运用飞参数据对发动机涡轮部件进行寿命监控意义重大。本文基于某型发动机的435个飞行任务实测载荷数据, 统计了发动机主要参数的基本情况;利用雨流计数法对转速循环、温度循环进行了统计, 在忽略了对疲劳损伤影响不大、幅值较小的循环的条件下, 得到了此发动机的实际工作循环载荷谱;在此基础上, 统计了高压涡轮转速与排气温度时间相关矩阵。为后续强度和寿命分析奠定了基础。
由于起飞过程中飞参开始记录时间不同, 针对起飞过程中缺失数据的补充方法也就不同, 这不利于通过计算机对飞参数据进行程序化处理。建议今后相关部门尽快出台相应的规定, 以规范利用飞参数据对发动机进行监控的过程。
摘要：在剔除了飞行参数记录数据中的伪读数后, 针对某型发动机飞参系统数据漏记的现象, 制定出有效的解决方案, 进而利用雨流计数法统计了该型发动机的涡轮部件载荷谱, 为今后开展涡轮部件强度和寿命分析工作奠定了基础。
关键词：发动机,飞行参数,载荷谱,涡轮部件
参考文献
[1]曲建岭, 唐昌盛, 李万泉.飞参数据的应用研究现状及发展趋势.计测技术, 2007;27 (6) :1—4
[2]某型发动机技术说明书.西安:国营红旗机械厂, 1981:1—133
[3]李永新, 隋海.航空发动机飞行载荷实时雨流计数模型及程序设计.航空动力学报, 1992;17 (3) :139—143
[4]航空航天工业部第606研究所.航空发动机载荷剖面数据处理与载荷谱编制系统.北京:北京机械结构强度研究中心, 1992:55—153
[5]阎楚良, 卓宁生, 高镇同.雨流法实时计数模型.北京航空航天大学学报, 1998;24 (5) :623—624