飞机驾驶舱范文（精选8篇）
飞机驾驶舱 第1篇
关键词：飞机驾驶舱,人机界面,改进层次分析法,综合评估
飞机驾驶舱人机界面是飞行员与飞机进行信息交互的主要通道,该界面对技术与安全要求等级很高。对于飞机驾驶舱人机界面评估的研究,文献[13]分别是基于飞行员认知模拟器对人机界面的定性评估;对飞机人机界面进行卡片分类法的定量和多属性决策的定性评估;基于虚拟评价的人机界面研究;文献[4]介绍了12种定性评估方法,具有主观性和随机性较强等不足。上述研究具有片面性和单一性等不足,并未做到综合评估,抓住人机界面主要影响因素,建立合理的评估指标体系,并对指标体系进行综合评估,得到相应的评估结果,是研究人员一直使用并卓有成效地综合评估方法。
由于飞机驾驶舱人机界面的特殊工作环境和复杂性,很难建立完善、高效的评估指标体系,为了解决这一问题,提出了指标体系建立流程,通过对指标的检验和试用,得到合理、有效地评估指标体系。
评估专家有装备的研制人员也有使用人员,导致他们的评估结果具有不确定性和高冲突性,为了解决这一问题,提出了采用专家自我评估表融合不同专家的评估结果。
通过指标体系建立流程构建了评估指标体系,然后通过加入专家自我评估表将不同专家的评估结果组合,最后通过对某型飞机驾驶舱人机界面仿真平台的评估验证。
1 飞机驾驶舱人机界面评估模型
1.1 评估指标体系的建立
飞机驾驶舱人机界面指标体系的构造是一个“具体抽象具体”的辩证逻辑思维过程,是对飞机驾驶舱人机界面设计认识的逐步深化、逐步求精、逐步完善、逐步系统化的过程,可分为理论准备、指标体系选取、指标体系检验、指标体系应用等四个环节,其流程框图如图1所示。
通过图1所示流程建立了飞机驾驶舱人机界面指标体系(如图2所示),包括:显示能力、经济性,舒适性、任务能力、安全性、适航性、通用性、控制能力等8个方面。①飞机驾驶舱显示能力和控制能力是人机界面的主要评估对象,以往的评估指标均是基于人机工程学建立的,图1中显示能力与控制能力是基于性能建立的,例如最新的发展趋势是驾驶舱采用更大尺寸的双屏液晶平板显示器,垂直状态显示模式,显示飞机航迹等相关数据,加入增强视景系统和三维合成视景系统,减轻飞行员的工作负荷。②经济性是指:飞机使用通用商用货架产品(COTS)作为制造材料,降低成本。③舒适性是指:飞机自动化程度提高,电子设备水平提升、应用大型控制计算机,飞机驾驶的舒适性大幅度提升。④任务能力是指:飞机执行飞行任务时达到预期目标的程度,为了提高飞机的任务能力采用了诸多高新科技成果,让其能在各种复杂、突发条件下顺利的完成飞行任务。⑤安全性是指:例如最新发展趋势,飞机采用开放式结构的中央计算机,控制航空电子设备和通用系统,提高了飞机系统的可靠性;航空电子设备的改进,使飞机可在Ⅳ类气象条件下进近着陆,大大提高了其安全性[5]。⑥1980年美国科学院在《改进航空安全性》定义适航性为“在预期的使用环境中和在经申明并被核准的使用限制之内运行时,航空器(包括其部件和子系统、性能和操纵特点),因此适航性从显示适航性、操纵适航性、阻燃性和环保性等方面考虑。根据CCAR-25-R3 25.671、25.1523、25.1545[6],均是适航标准对显示和控制系统的要求;阻燃性是适航标准中不断强调的需要着重考虑一点;环保性主要从电磁辐射、噪声和能源的消耗等方面考虑,也越来越受人们重视。⑦通用性是指:飞机的设计能够继承以往的经验和体系,从而降低了客户在新飞机上对机务人员和地勤人员的培训费用,脱离以前的从新弄一套具有高投资、高风险、全新的备件和额外的保障费用等不足,提高其通用性能降低成本、缩短研发周期。
美国NASA的《民用航空技术十年规划发展:未来的基础》指出提高容量、提高安全性和可靠性、提高效率和性能、降低能耗和环境影响。例如波音777将飞行管理、飞机导航、飞行和导航显示、机载维修、通信管理、发动机数据接口以及数据转换综合成一个系统,使之资源共享,并使用6个大显示屏,显示有关飞机的所有信息,减轻飞机的重量,缩小了体积,降低了飞行员的工作负荷。
1.2 飞机驾驶舱仿真实验平台
利用某型飞机的参数搭建飞机驾驶舱半物理仿真平台,该驾驶舱仿真平台主结构如图3所示。PFD(主飞行显示器)、MFD(多功能显示器)、 EICAS(发动机指示与机组告警系统)、控制面板主要基于VC 6.0和GL Studio绘制; 视景显示是基于MFC和Vega Prime绘制,显示三维视景和飞行路径实时情况;控制装置是购买了一套虚拟仿真控制装置;数据的传输和飞行控制程序运行在反射内存网连接下实现,并且实行实时解算和实时控制。
2 基于改进层次分析法的综合评估
2.1 层次分析法的改进
首先,使用文献[7]中新的比例标度(表1)为改进层次分析法的比例标度。
其次,在使用改进层次分析法确定评估指标权重时,需要采用专家调研法来构造判断矩阵。由于参加评估的专家知识结构、经验水平以及对评估指标的熟悉程度不同,因此确定的权重也不同,同时单一专家给出判断矩阵往往具有片面性,由多位专家评估能使评估更加客观。从职称(学历)、经验、对问题的认知程度、对评估结果的自信程度等方面考量参加决策专家的可靠度,建立了专家自我评估表(表2),从而确定了各个专家在综合评估结果中所占的比重。
2.2 改进层次分析法的评估步骤
2.2.1 构造层次分析结构
根据问题的性质和要达到的目标,制定出目标层;再把影响问题决策的几个要素确定为准则层;将各准则层细化成为指标层;由一个或多个元素组成,最后是列出待选的各种方案,成为决策方案层,自上而下形成逐层支配的关系,也即形成一个递阶层次结构(如图2所示)。
2.2.2 确立专家可靠度向量
设专家组有m位专家,第t位专家的自我评估值为Gt,则Gt=atbtctdt,则第t位专家的可靠度为
专家可靠度向量为R=(R1,R2,R3,,Rk)。
2.2.3 构造判断矩阵
对建立层次分析模型中各层元素进行两两比较,根据表1给出的改进的AHP比例标度,构造出比较判断矩阵。
2.2.4 判断矩阵的一致性检验
对每一个比较判断矩阵A,对应特征方程为:
AW=λW (2)
进行一致性检验可通过计算一致性比例CR来决定
若CR<0.1,则认为该层次单排序的结果有满意的一致性,否则需要调整判断矩阵的元素取值。
2.2.5 单个评估结果的计算
依据图2所示的层次结构,得到其单个评估结果。
2.2.6 综合评估结果
结合上面得到的单个专家的评估结果与专家可靠度向量,得到其综合评估结果。
如果将专家可靠度向量与指标权重相乘,由于图2所建的指标体系第三层是有残缺的,那么专家自我评估表(表3)的信息并不能被整个指标体系完全吸收,而且计算量较大;然而将专家可靠度向量与各个专家评估结果相乘,不但减小了计算量,而且使评估结果更加全面客观。假如采用最大隶属度等评估方法,根据权重来进行判断决策,不一样的专家评估,他们评估的结果具有不确定性和高冲突性,甚至出现错误的判断决策,而采用综合评估只会使评估结果更加客观全面,不会错误的结果,这也是综合评估方法的好处。
3 算例分析
选取5位专家对图3所示的飞机驾驶舱人机界面仿真实验台进行综合评估,自我评估表数据如表3所示。
由公式(1)得到专家可靠度向量:
R=[0.3393,0.2172,0.2172,0.1221,0.1042]。
对指标评估进行等级划分,采用5级评语集为优(90～100)、良(80～89)、中(70～79)、差(60～69)、劣(0～59)。
指标体系的判断矩阵数量较大,就不将5位专家的判断矩阵一一列举出来,只将专家对指标打分的数据罗列出来,如表4所示。
评估结果如图4所示,图4中前5个结果为5个专家的评估结果,6是结合专家自我评估表的综合评估结果,所有的评估结果均在 81～82.2之间,结果均为良,6的结果综合了前5位专家的评估结果,使评估结果更加全面客观,符合实际情况。
4 结束语
为了解决飞机驾驶舱人机界面综合评估问题,结合指标体系建立流程、改进层次法,提出了一种系统综合评估的方法。首先,通过指标体系建立的流程,并且对指标体系的检验和试用,得到较为客观、合理的飞机驾驶舱人机界面评估指标体系,同时该流程也可应用于各种复杂系统建立指标体系;然后使用改进层次分析法对指标体系进行综合评估;最后将该方法应用在某型飞机驾驶舱仿真平台上,加以评估验证。得到评估结果表明:评估结果客观合理,评估指标体系合理,评估方法简单有效。对飞机驾驶舱人机界面的设计有较好的指导意义。
参考文献
[1] Daisuke K,Makoto T.Human-machine system simulation for support-ing the design and evaluation of reliable aircraft cockpit interface.Busan:SICE-ICASE,2006.International Joint Conference.2006;55—60
[2] Senol M B,Dagdeviren M.Evaluation of cockpit design by using quantitative and qualitative tools.Hong Kong:Industrial Engineering and Engineering Management,2009.IEEM 2009.IEEE Internation-al Conference on.2009;847—851
[3] Wang Lijing,Xiang Wei.The virtual evaluation of the ergomics layoutin aircraft cockpit.Wenzhou:Computer-Aided Industrial Design&Conceptual Design,2009.CAID&CD 2009.IEEE 10th Internation-al Conference on.2009;1438—1442
[4] Stanton N.Human factors in consumer products.Taylor&Francis.Inc,1997
[5]张庆伟,林左铭.世界民用飞机手册,北京:航空工业出版社,2009:2—3
[6] CCAR-25-R3,运输类飞机适航标准.
飞机驾驶舱几何建模方法的研究 第2篇
针对飞机座舱系统复杂,利用单一的系统仿真软件开发平台进行模拟往往顾此失比.通过阐述利用3DS MAX 和MultiGen Creator相结合的模型构建方法,并以歼某机驾驶舱的几何模型制作过程为例,探讨了两者相结合的`建模方法.
作 者：郭希旺 刘春 作者单位：沈阳航空工业学院,辽宁,沈阳,110136 刊 名：现代商贸工业 英文刊名：MODERN BUSINESS TRADE INDUSTRY 年，卷(期)： 20(4) 分类号：V2 关键词：3DS MAX MultiGen Creator 虚拟现实 驾驶舱的建模
飞机驾驶舱 第3篇
三个月前，王旭和刘刚组成的草根歌手组合“旭日阳刚”，因为唱响农民工版《春天里》，摇身变为了网络红人。那时，来自河南的王旭在北京一家医药公司做仓库管理员，而刘旭则是一位街头歌手，依靠一把吉他在北京地下通道里唱歌挣钱。
出名后，他们的生活发生了显著变化：他们第一次坐上了飞机、第一次住上了酒店，经常被邀请参加各种活动，有时还能从活动举办方那里得到一些车马费。最近，他们都搬离了曾经的蜗居，与别人合租住进条件更好的公寓。不过，王旭搬家的原因是他原先租住的房子被拆迁了，而刘刚则是为了躲避络绎不绝的媒体记者和陌生朋友。
在外人眼里，“旭日阳刚”成名后最大的变化是衣着变得更有现代气息了，他们穿着印上一长串英文的茄克和有很多口袋的休闲裤，有时还带着深色棒球帽，在各种场合出现。
朋友黎冬说，“旭日阳刚”不再像以往那么自由了。“他们的时间都花在排练节目和接受媒体采访上，跟朋友交往的时间比以前少，酒也没时间喝了。”黎冬在一定程度上扮演着“旭日阳刚”经纪人的角色，负责他们的活动接洽、媒体采访等事宜。他甚至已经在构思明年通过网络为“旭日阳刚”征集原创歌曲的计划——总是翻唱别人的歌，被黎冬看成是这个草根乐队最大的危机。“从事商业演出是他们未来的出路，但没有原创歌曲，他们将会面临版权风险。”黎冬说。
现在，“旭日阳刚”甚至对获得的名利有一种本能的恐惧，认为这不属于他们。“就像连汽车驾照都没拿到，就被人推进了飞机驾驶舱。”王旭说，他感觉有一种巨大的力量在推着他们往前走，但不知道这股力量会不会像当初突然涌现一样，也会突然消失。实际上，王旭至今未从公司辞职。他说自己也许有一天还会回去管理仓库，而刘刚也不会无法忍受再次成为街头歌手的落差。
但很明显，这两位草根歌手希望能在这条路上继续走下去。为保护嗓子，王旭匆匆结束了与记者的对话。不久后，他要跟刘刚参加中央电视台《星光大道》栏目的比赛彩排。如果能在这个栏目里取得好成绩，他们也许就有机会站在2011年春节联欢晚会的舞台上——这是他们2011年最大的梦想。
飞机驾驶舱 第4篇
1.概述
为了在飞行时保证旅客和空勤人员正常生活和设备的可靠工作, 现代民用飞机的座舱、设备舱等都要进行环境控制。对于驾驶舱而言, 驾驶舱内的空气速度场和温度场直接影响驾驶员的热舒适性和功效, 也是保证电子设备正常工作的保障, 是驾驶舱环境控制系统设计中考虑的重要内容。
随着飞机仿真技术的飞速发展, 数字仿真技术在飞机设计及研制过程中作用非常巨大, 已经成为在新飞机研制过程中不可缺少的环节。
本文采用CFDesign软件对某型飞机驾驶舱流场与温度场进行了CFD仿真。
2. 计算模型
2.1 驾驶舱简化几何模型及边界条件
驾驶舱简化几何模型如图1所示。
驾驶舱进风口位置如图1所示, 其中:
⑴L1, L3, L4, L5, R1, R 3, R 4, R 5进口风速V=2m/s, 温度T=8℃
风向指向驾驶舱内部;
⑵L2, R2进口风速V=1m/s (风向指向驾驶舱内部) , 温度T=8℃;
⑶Outlet1出风流量Qm=0.0716kg/s (风向指向驾驶舱外部) ;
⑷Outlet2-Outlet7出口总压为1个大气压;
⑸人员的热载荷:150W/人, 共计2人总热量为150W*2=300W;
⑹电热载荷:每个仪表板为282.5W, 共4台, 共计热量1.13KW;
⑺结构热载荷:为0.92KW, 热量施加于整个驾驶舱的空气域;
⑻太阳热载荷共计1.1KW, 按照前、侧窗的面积均分, 其热量分布分别为287.411W、262.589W;
⑼重力方向为Z轴负方向。
2.2 材料属性
驾驶舱内20℃时的空气物性:
⑴密度:1.2047e-06g/mm3;
⑵黏度:1.817e-05Pa-s;
⑶导热系数:2.563e-05w/mm.k;
⑷比热:1.004J/g-k。
计算过程中气体属性符合理想气体状态方程。
2.3 网格
为了能准确模拟驾驶舱内的流体的分布, 对驾驶舱内局部区域进行了网格加密, 如笛型管位置、电子设备位置和前窗位置处, 共计2, 246, 381网格单元数, 如图3所示。
3. 仿真内容与分析
3.1 驾驶舱内空气速度分布结果
以飞机对称面为中心, 分布向两侧对仿真结果等距截取空气速度截面图, 如图4所示。
由上图可得出:
⑴电子设备舱前侧后侧区域空气流速低, 最高流速仅为0.6m/s, 且覆盖区域非常小, 导致流体带走的热量有限, 是电子设备温度超出设计要求的主要原因;
⑵驾驶员头后部区域出现高流速, 约为1.7m/s, 驾驶员面板速度较低, 约为0.2m/s;
⑶笛型管上方区域出现漩涡, 此处流速小于0.1m/s;
⑷驾驶舱前窗玻璃处的流体出现漩涡, 这是由于此处的流体由于温度不同导致密度变化, 从而引起流体的流动, 主要以自然对流为主;
⑸流速较高的位置多集中于驾驶舱的中部和后部, 及其笛型管的内部, 电子设备和前、侧窗处的流速相对较低, 导致局部温度过高。
3.2 驾驶舱内温度分布结果
以驾驶舱地板为基准面等高向上截取温度分布截面图, 如图5所示。
由上图可以得出:
⑴电子设备处的温度最高, 电子设备的最高温度为162℃, 前侧窗位置温度较高, 最高温度可以达到80℃;
⑵驾驶舱内部热量均集中与驾驶舱的前部, 总热量为3.45KW, 由上图看出, 高温区域集中于电子设备和驾驶舱的前、侧窗, 这是由于热量集中的区域流速过低导致的。
4 结语
通过仿真分析可得出以下结论及解决方案:
⑴电子设备后部的上方由于热空气受热上升, 是热量最集中的区域, 计划将笛型管的位置上移并且增加流量, 使笛型管的冷风掠过仪表板的面积增大, 提高散热效果;
⑵重新调整各个进风口的风量分配、方向、进风口的面积, 使冷风作用于发热元件, 即集中于驾驶舱的前部;
⑶L5和R5处的冷风直接从驾驶舱后部的出口流出, 对驾驶舱的散热和驾驶员的舒适度均没有起到作用, 考虑将L5和R5进风口方向调节位置。
私人飞机驾驶执照培训机构 第5篇
1、广东白云通用航空有限公司
有直升机、固定翼轻型飞机的私人驾照培训。拥有运5飞机、赛斯纳172型、国产初教6型飞机、蜜蜂3C超轻型飞机、罗宾逊R44型直升机、罗宾逊R22型直升机、贝尔206B-3型直升机、斯威森300CB直升机等装备，作业基地完善，有番禺沙湾直升机基地和阳江合山机场，合山机场拥有逾1000平方米的机库和2000平方米的停机坪及8间维修车间。
电话：86-20-86120145、86345850
总部地址：广州市白云区机场路111 号建发广场4楼D13A
邮编：510403
网址：http://
2河南安阳国家体委航校
以直升机为主，有一个2000×1200平方米的机场；具有获准的6000米高度以下、50公里范围的自由飞行空域；有完善的机场飞行训练设施和运五飞机、初教六飞机、赛斯纳172R飞机、R—22和R—44直升机等航空器；拥有培训直升机、轻型飞机、滑翔机和运五飞机驾驶员和颁发飞行执照的权力。电话：86-0372-2922675
地址：中国河南省安阳市胜利路中段
邮编：455001
E-mail:gjtzah@public.ayptt.ha.cn3、大同航空训练基地
大同基地目前拥有运十二飞机2架，运五飞机4架，初教六飞机6架，有培训和颁发初级类航空器(初教
六、各种超轻型飞机)驾驶执照的权力。
电话：0352－6015510
地址：山西省大同市东王庄飞机场
邮编：037004
E－mail：dthk@163.com4、东方航空公司的训练中心(上海东方航空教育培训公司)
以上海市龙华机场、江苏南通机场和江苏常州机场作为本场和转场训练基地，以美国固定翼赛斯纳172R型教练机为主。其私用飞行执照培训收费为8万元。
电话：021-64516439、64360440-2233
总部地址：上海桂林路55号上海教育国际交流中心231-234室
邮编：200235
E-mail：snmue@citiz.net5、珠海F&F航空俱乐部（珠海风之友航空俱乐部有限公司）
赛斯纳172飞机私照培训机构，现有三架赛斯纳172飞机，主要飞行场地为珠海九洲机场。塞斯纳172R私用飞行驾驶执照培训费用共为87300元。
Tel&Fax:86-756-2633356
E-mail:flygd@hotmail.com6、武汉通航国际飞行培训中心
主要提供“恩斯特龙480”直升机驾照培训，40小时的飞行训练加70小时的理论学习，学费为149800元。
总部地址：武汉市新华路316号良友大厦16F
邮编：430022
电话：（027）854961137、首都通用航空有限公司
在山清水秀的明十三陵风景区内，有一座小小的定陵机场。这里只有一条长530米、宽30米的跑道，两架美国罗宾逊R22直升机，有两个停放大型直升机的停机坪以及两个机库和一个飞行指挥台。机场的上空是经空军批准的半径五公里飞行空域和一条定陵至八达岭旅游航线。
地址：北京市昌平区十三陵定陵道口西侧
邮编：102213
电话： 010－60762048、207620948、哈尔滨飞龙国际航空培训有限公司
国内第一家具有商用飞行驾照和私用飞行驾照培训的地方飞行培训机构。主要承担固定翼飞机的私用、商用驾驶执照训练、取证；直升机的私用、商用驾驶执照训练、取证；固定翼飞机、直升机的仪表等级训练；固定翼飞机、直升机的多发等级训练。
直升机私用驾照9万元。固定翼私用驾照9.5万元。直升机商用驾照43万元(含私用驾照费用)、飞机商用驾照48万元(含私用驾照费用)。
地址：哈尔滨道外区长兴街1号
瑞图万方：无人飞机的驾驶员 第6篇
在展览会期间，在国土资源部副部长、国家测绘局局长徐德明，以及国家测绘局的相关领导同志的陪同下，中共中央政治局常委、国务院副总理李克强莅临瑞图万方展位参观指导。瑞图万方旗下专业从事导航电子地图制作的公司长地万方副总经理李颖，向李克强副总理汇报了瑞图万方展出的最新产品和技术。李副总理对瑞图万方旗下子公司安尔康姆展出的无人飞机高度关注，详细了解了其技术参数以及作业情况、用途，当得知瑞图万方是中国惟一无人飞机产业化，并用于辅助电子地图更新的企业，并将其在汶川地震、山西黑煤矿等重大事件中发挥了巨大作用时，李副总理及测绘局领导都表示高度赞扬。
此次展览会共分为4个展区：地图展区、数字中国展区、应用与技术创新展区、技术装备展区。在地图展区，以地图技术发展为主线，重点展示从古地图、纸质地图到互联网地图，三维地图的历史演变、应用及其广阔前景；在地图专区，国内权威地理信息商瑞图万方，人气鼎盛，成为整个地图展区的焦点。
瑞图万方以开发基于全中国地域的现代空间地理信息数据(库)、制作与销售导航电子地图、开发和拓展基于空间地理信息的位置服务，及其相关大众、企业增值应用的运营服务(可以基于互联网、数字电视网、移动通讯网的应用)为发展方向。此次展览会，瑞图万方以其旗下堪称“地图信息专家”的地图品牌“道道通”作为展出重点。“道道通”是国内优质地图的代表，是目前信息量最详尽、精准的电子地图，全实测兴趣点(POI)达13D0万，囊括衣食住行等各类信息，在汽车导航、手机导航、网络地图应用领域，道道通已成为首选产品。
“道道通”不但在详尽、精准方面不懈努力，领跑行业，在地图产品人性化应用方面，同样走在前列。此次展览会上，“道道通”展示了其最新成果及产品发展方向——实现3D全境导航、以及地图与实时交通信息的融合。
麦田喷洒农药有了无人驾驶飞机 第7篇
下午4点30分, 随着一阵“嗡嗡”声, 装载着农药的飞机在技术人员无线装置地遥控下, 在农田上方低空飞行, 进行农药播撒。体态轻巧的无人驾驶飞机自如地变换着高度、速度与方向, 令观众叹为观止。
“我们专门针对农民朋友, 研发出这种无人驾驶的飞机, 它的特点是成本低、效率高, 可进行智能操控, 这样提高了性价比, 比人工播洒农药提高了50倍的效率。”来自北京的技术人员向大家介绍道。
自控微型无人驾驶飞机结构性能分析 第8篇
从2004年开始,QT97型自控微型无人飞机(以下简称“飞机”)在新疆开展人影作业及航拍的作业飞行。从飞机的飞行参数、技术性能等方面来看基本达到了飞行的设计要求,飞机顺利的完成了数次航拍任务和人影作业实验,取得了大量的图像资料和实验数据。
无人自控飞机要圆满完成飞行任务不仅要有好的软件控制和电子系统,还需要有合理的机械结构配置,笔者就这些方面的性能、操作以及该飞机的利用前景做一些简要的介绍和分析。
1 飞机主要组成部分
QT97型无人驾驶飞机系统组成见图1。
2 主要配置及性能分析
1)发动机。发动机是飞机的核心部分,飞机采用的是汽油活塞式螺旋桨发动机,较航模电动机以及甲醛发动机相比汽油活塞式发动机易启动、加速快、转速稳定,所用燃料容易买到[2]。飞机为润滑油和汽油混合燃料,润滑油和汽油所配比例大约为1∶25。发动机性能较好,带直径46 cm的螺旋桨转速可达9 000转/min,输出功率大约为1 kW。采用了后置推进式,可以有效保护发动机和螺旋桨,飞机前半部分也不会因为发动机排出的油料及燃烧废气而被污染。但也有一些缺点,如飞机采用这种发动机高海拔适应能力差,长时间使用可靠性下降。
2)机身。飞机机身是玻璃钢制成。玻璃钢是用玻璃纤维和树脂胶结合而成的复合材料[3]。一般用在局部加强上,比如机翼等受力大的部件,也可单独做成机身、机翼、整流罩等。特点是强度大、重量轻、加工成型方便、适合单件生产。所以本机机身的结构强度较大。
3)机翼。飞机采用的是常见的平凸型机翼[4]。这种翼型的机翼在飞行时升力大而速度相对较慢,滑翔性能好,但相对机身重量而言机翼面积较大。受风特别是垂直气流影响较大。在获得大升力、节省能源的同时牺牲了一些速度和抗风能力。机翼为上单翼,即固定位置靠近机身的上部,这种结构飞机重心在下,从结构上来说稳定性就较高。但与此同时飞机的机动性就下降。这也正是一些战斗机、特技机等需要高机动性的飞机机翼位置靠下的原因。飞机从用途上来说首先要求安定性高,机动性要求并不高。所以采用上单翼结构。机翼上没有控制舵面,升降和方向控制由尾翼完成。
4)尾翼。飞机采用的是V尾(V型尾翼的简称)用尾管和机翼连接。V尾是飞机中一种特殊的尾翼结构。它由2个带舵面的,相互构成120°的翼面组成。在应用中有正装、倒装之分。此机采用的是倒装。这种尾翼的特点是结构简单,可省去10%～30%的尾翼重量。另外由于它的V字型结构,有效避开了机翼或螺旋桨尾流的影响。使稳定性提高,许多军事上的无人机都采用这种结构。V尾是一种应用补偿原理的尾翼结构形式,它通过2个相对倾斜的翼面产生水平及垂直安定面的效果,通过2个翼面的顺动和差动实现飞机升降和方向的控制。当然也有缺点,由于V尾的气动结构不太适合精确的飞行控制。如前面提到的需要高机动性的飞机就不采用这种翼型。飞机从用途上来说要求较高的结构稳定性。机动性要求不高。所以飞机采用V尾。
5)燃料系统。1台以发动机为动力的飞机不仅要有1台性能优秀的发动机,燃料系统的设计与安装也要合理[5]。在此机中只要求做平稳的飞行,不要求做高难度的动作,飞行姿态变化不大,油箱和供油管的要求都不高,不需要加压系统。只有出油管和发动机汽化器连接,另有一根空管为通大气防止油箱内出现负压用,在平飞状态下可以正常工作。飞机不要求做快速爬升和俯冲动作,所以这种供油系统可以满足飞行要求。
3 航线设计及台控飞行
先标定气压,根据海拔高度估算气压值是否正确,地面气压是航线设计时标定相对高度的依据。然后设置起飞点,设计航线时一般在起飞点附近设计四方形的五点航线,且航线不要通过起飞点,便于引导遥控员进入航线并观察摇/自控转换是否正常,且降落时在起飞点上空盘旋利于遥控员观察并控制飞机。设计时要考虑以下因素。
1)太阳位置。如果是训练飞行应尽量将航线设计到背光区。
2)风向因素。尽量将航线设计到上风区。
3)能见度。航线设计既要有一定的高度以保证飞机出现异常时有充分的时间调整飞机姿态或采取开伞等紧急措施,又要考虑不能飞的太高、太远超出人的视线范围。然后让飞机水平分别做顺时针、逆时针旋转,正常情况下陀螺量应该在正负几十上下波动。遥控升降、风门、方向、开伞等比例通道检查是否正常。一切正常后可进行飞行作业。
4 中立量的调整及远程超视距飞行
4.1 自控时的调整
飞行调整是飞机在遥/自控状态下能否平稳飞行的基础。先记录一组爬升率在1～3 m的小风门直线飞行状态,再记录一组爬升率在5～6 m的大风门直线飞行状态。接着台控员引导遥控员从目标点的90°方向进入航线切入自动飞行,观察飞机的飞行状态。如不能正常飞行重新调整直线状态,直到切入自控飞行后能正常沿航线飞行。注意,从下风区转向上风区如转弯半径较大只要在一定范围内能转到预定方向也属于正常飞行状态。同理,飞机从上风区转向下风区时转弯半径较小也属于正常。飞机在自动飞行状态下能正常沿直线飞行就可准备进入远程台控飞行调整。
当飞机在视线以外飞行时如发现飞机偏离预定飞行路线或需要调整飞机的爬升率和风门时就要进行台控远程中立量的调整。
如飞机处于自控飞行状态时偏离航线,在发射电源关闭的情况下调整方向、升降或风门等需要调整的比例通道。量要小,一般每次1～3格。在自动飞行开关在遥控状态下打开发射电源,让飞机把此时的控制量纪录为中立位置。飞机记忆后让飞机重新进入自控飞行状态并取消自动飞行选项以便下次遥控调整。监视飞机飞行路线,如有必要再次进行调整。
4.2 遥控时的调整
如发现在遥控状态下飞机的比例通道需要调整在调整后观察飞机的飞行状态,如果合适就以当前各比例通道的控制量为中立值。以后的控制操作都以当前的中立值为调整的依据。
4.3 台控飞行
在进行完前面的准备工作后进入的台控飞行,也进入了操作的核心阶段[6]。作用在飞行器上的基本外力有:向前的拉力、向后的阻力、向上的升力、向下的重力,见第81页图2。
当加大了油门和风门时,提高了发动机转速,加快了速度的同时也增大了飞机的升力,这也是在转速增加时飞机会爬升的原因。接下来就来分析升力的情况。升力方程:L=qv2sinθ,(sinθ为近似值,冲角和升力的推导较为复杂,它和机翼形状,飞机结构的多项因素有关,而且之间的关系不是线性的。下面再来分析阻力。由阻力方程:D=pv2cosθ可知当冲角增大时阻力也会增大,而阻力又会影响速度。所以当飞机爬升时虽然发动机的转速没有变化但速度会降低,在控制飞机飞行时要注意这点。由上述分析可以看出拉力、升力、阻力这几个重要的参数不是孤立的,而是相互影响和制约的。对这几个参数空气动力学方程推导的理解是远程操纵的基础。
作业完成后控制飞机飞到航线上空并切换到自动飞行状态,并取消自动飞行状态。以便在切换到自控状态时如发生异常台控能及时接受控制权。
5 结束语
通过以上分析可以看出,QT97微型无人驾驶飞机从结构设计和软硬件的实际配置基本达到了设计要求,而软件控制系统是无人机的核心部分,而要有效控制无人机除了要对软件本身熟悉外,还要了解一些相关的基本空气动力学、飞行器结构力学、材料力学等方面的知识,加上实飞经验才能顺利完成无人机的视线内遥控及远程遥控或程控飞行。
参考文献
[1]法斯多姆.无人机系统导论(2版)[M].吴汉平,译.北京:电子工业出版社,2003.
[2]寿尔康.航空模型发动机[M].北京:航空工业出版社,2007.
[3]符其卫.航空与航空模型[M].北京:航空工业出版社,2009.
[4]陈康生.现代模型飞机制作工艺[M].北京:航空工业出版社,2010.
[5]阮镰,章文晋.飞行器研制系统工程(十一五)[M].北京:北京航空航天大学出版社,2008.
