XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System飞行条件
引文 (APA) Varriale, C., Veldhuis, L., & Voskuijl, M. (2020)。使用可达到力矩集实现最大控制权限的调整。在 AIAA Scitech
本文介绍了一种寻找配平飞行条件的方法，同时最大化一个或多个运动轴的可用控制权限。最大俯仰或升力控制权限可以在中止着陆情况下找到有趣的应用，而所有运动轴的最大平衡控制权限则是经典最小控制力概念的重新表述。配平问题以约束优化问题的形式提出。约束和目标函数是通过利用可达到力矩集的几何特性获得的，可达到力矩集是一个凸多面体，包含飞机控制效应器可达到的力和力矩。该方法应用于一种名为 PrandtlPlane 的创新型箱翼飞机配置，其双翼系统可以容纳大量控制面，因此可以实现纯扭矩和直接升力控制。在对称和非对称飞行中，比较了配平条件下的控制面偏转，其中俯仰轴、升力轴具有最大控制权限，平衡控制权限最大。结果表明，该方法能够利用攻角或油门设定来获得控制面偏转，从而最大化指定方向上的控制权。
超音速风洞的设计和鉴定...
在外部和内部空气动力学中，预测和控制边界层内的湍流发生都至关重要。1,2 数值研究在这两个领域都得到了卓有成效的应用，但实验是必不可少的，特别是当马赫数增加时。3,4 自然边界层转捩实验需要一种对转捩过程干扰尽可能小的设备。例如，在超音速马赫数下，设备不得产生强烈的压力波动，即它们的 RMS 应小于 p ∞ 的 1% 左右，5 且速度波动应受到限制。6 如果不是这样，p ′ 和 u ′ 对转捩过程的影响将阻碍将实验结果外推到实际飞行条件。 7 已经证明 7 超音速风洞试验段内压力波动的主要原因是试验段壁上的湍流边界层，它会将压力扰动辐射到测试物体上。因此，进行有意义的过渡实验的解决方案是保持这些壁上的边界层层流。也就是说，要有一个所谓的“安静的超音速风洞”。要达到这种安静程度，必须实现多个功能，通常需要进行调整、修正或改进和修改，然后才能明显发挥作用。8,9 另一方面，对于诱导边界层过渡实验，安静要求不那么严格
用于扩展数据的比奇 C90 飞机传感器...
飞行控制系统可靠性和性能的不断提高导致技术复杂性急剧增加。这些系统的功能基于许多信息源，并且更容易受到错误和环境条件的影响。为克服这些异常而开发的制导、导航和控制系统缺乏飞行数据验证。风洞测试对于精确模拟飞行条件来说非常困难且成本过高。飞行测试和数据采集为控制系统的优化提供了基础，在估计误差和纠正飞机测量中发挥着重要作用。除非考虑所有任务配置和与整个任务相关的大量单个传感器，否则无法讨论研究飞机上的数据采集[6]。它必须集成到一个足够简单的系统中，以确保在最低限度的事先培训下进行正确的校准和安全操作。当今的空中交通量及其预期增长，以及不断上涨的燃料成本和降低燃料消耗等雄心勃勃的目标都可以通过减轻机身重量来实现。因此，在机上安装传感器时要考虑的主要方面之一是重量因素。通常，飞机（AC）的设计可承受飞行载荷（力和力矩），这些载荷是响应外部施加的力（空气动力学、惯性、推力等）而作用于 AC 结构上的。这些设计载荷是
一种数据驱动的方法来识别适合...的飞行测试数据
摘要：数字航空电子解决方案使小型飞机也能使用先进的飞行控制系统。安全关键部分之一是空中数据系统。创新架构允许使用合成传感器，从而带来重大的技术和安全进步。空气动力学角度的应用似乎是最有希望获得认证的应用。在这个领域，有关合成传感器设计的最佳程序仍然是该领域的一个悬而未决的问题。在 Clean Sky 2 框架内资助的 MIDAS 项目给出了一个例子。本文提出了两种数据驱动方法，可以提高整个飞行包线的性能，特别关注稳定状态飞行条件。获得的训练集相当小，从而降低了计算成本。这些方法通过真实案例进行了验证，它们将用作 MIDAS 生命周期的一部分。第一种方法称为数据驱动的准稳定状态识别和生成 (DIGS)，它基于 (i) 识别飞机的升力曲线；(ii) 使用人工飞行数据点扩充训练集。DIGS 的主要目的是减少训练集不平衡的问题。第二种方法称为相似飞行测试数据修剪 (SFDP)，它基于准唯一点的隔离来处理数据缩减。结果证明了该方法对 MIDAS 项目的有效性，可以用于实际应用。
文档和定量素养与
法规（FARS）91、121和135了解他们乘坐飞机的性能特征。飞机制造商以两种主要格式显示性能数据（Taylor，1991，第67页）。有些以图形形式呈现信息；其他人则主要利用表来描述相关的飞机绩效数据。此外，飞行员要求的飞行前计划活动需要对表和图表进行解释。2。在行使飞行决策时通常需要插入式插入的能力，因为并非列出了航空业表和图中存在的各种条件的无限可能组合的所有值。3。飞行员安全取决于飞行员阅读和解释性能表和图形的能力。由于飞行员未能理解各种飞行条件对飞机绩效的影响，因此导致了许多事故。误解了基本的飞机重量和平衡数据也导致了危险的飞行操作。4。学生在定量识字方面的困难是能够分析和解释文档中提供的相关数据的关系的问题，因为它们是简单算术计算的问题。在作业上的算术运营中的成功通常与从文档中适当推断所需信息的能力有关（Mosenthal＆Kirsch，1993）。5。同时使用图形和表格文档格式的能力
在 AEDC 进行的测试有助于延长 T-38 Talon 的使用寿命
(HSST) 计划的负责人塔克表示，RSH 是实现 HAPCAT 项目目标的关键要素。“我们的目标是开发和演示第一个洁净空气、真焓高超声速测试设施，该设施能够将模拟飞行条件从 4.5 马赫变为 7.5 马赫，以进行航空推进、气动和气动光学测试，”他表示。HAPCAT 的测试正在纽约州朗康科玛的 Alliant Techsystems (ATK) 通用应用科学实验室设施进行。最终，在 HAPCAT 中开发和验证的技术将被纳入 AEDC 的空气动力学和推进测试单元。塔克解释说，目前的国家高超声速航空推进地面测试设施使用流内燃烧或污染来实现进气的高温，然后通过固定几何形状的单马赫数喷嘴输送到发动机。 “污浊空气不能代表超燃冲压发动机在飞行过程中遇到的空气，会对准确量化吸气式超燃冲压发动机推进系统的关键性能和操作性指标产生不利影响，”他说。“这会增加采购项目的飞行测试风险，并迫使开发人员增加额外的设计裕度，而这可能会降低系统性能。”
模型识别自适应控制 – 实施案例...
对不断提高飞机性能的需求导致了飞行控制系统的引入，而现在这些系统已经变得非常复杂。通常应用的控制设计方法（例如增益调度、动态逆）需要精确的系统动态模型，并使用数值和实验方法进行复杂的空气动力学分析，并进行远远超出确保符合法规要求的飞行测试。随着模块化无人机的普及，需要快速、更便宜、可扩展的设计方法，从而导致自调节、自适应控制器领域的出现。自适应控制器不需要精确的工厂模型，它们可以根据配置偏差和飞行条件进行调整。这样可以增强控制系统的稳健性。自适应控制器的设计成本较低，并且可以轻松定制已经应用的控制器以适应给定飞机配置的要求。本文选择了模型识别自适应控制（MIAC，也称为间接自适应控制）框架（而不是更常用的模型参考自适应控制），因为它的适用范围更广（可以容纳任意零极点位置）并且可以分阶段引入。一旦确定模型识别的正确操作，就可以应用在线控制重新设计来完成自适应。本文的目的是研究 MIAC 对非线性多输入多输出 (MIMO) 系统的适用性，主要关注识别和参数自适应，这将导致自适应控制设计。对于
北约标准 AAMedP-1.1 航空医疗后送
FRA AAMedP-1.1 中的许多定义都不是北约商定的定义。法国将使用北约商定的定义。法国通常有一名具备航空医学或航空医疗后送资格的军官或一名飞行护士担任 AEOO（航空医疗后送行动军官）或 AEOO 顾问。法国的航空医疗机组人员并不系统地包括飞行外科医生和飞行护士。法国宁愿使用以下术语：“ médecin du personnel navigant ou infirmier navigant ”（“飞行外科医生或飞行护士”）。对于法国来说，当 D4/C3x 患者人数超过 5 人时，航空医疗机组人员的存在并不系统。这取决于操作环境和飞行期间的停留次数。第 3.a 段。第 4 章 (1)：医生可以是重症监护医生，也可以是航空医学专家。军队医疗服务 (Service de santé des armées) 不会在撤离航班上部署技术人员，因为技术人员可以完成的维修需要太多材料，最重要的是，技术干预与飞行条件不相容（遏制、氧气存在、功率有限等）。技术人员的角色由飞行护士承担。对于中度依赖 2 患者，法国至少部署一名护士和一名接受过重症监护培训的医生或一名飞行护士。严禁任何人在飞机内吸烟。附件 A，A.6：法国现在有蓝牙无线设备。
飞行路径控制系统的设计和仿真...
摘要：了解自动飞行控制系统的知识可以理解控制飞机飞行的基本问题，并提高其评估通常提出的问题解决方案的能力。有许多飞行任务需要让飞机非常精确地遵循某些特别定义的路径。每当要控制传统飞机时，飞行员都可以控制三个轴中的任意一个或所有轴的旋转速度：俯仰、滚转和偏航。在考虑飞行控制处理中的控制时，需要在飞机上测量航向和压力高度等路径变量。这些近似是线性的，也是充分的；这类系统可以被视为飞行路径控制系统类的成员，并在本文中进行了深入讨论。本文以时域方法为基础，介绍了现代控制理论方法，特别是状态方程的使用，这是一种自然有效的技术，与飞机动力学的数学描述相协调，最完整、最方便地用状态和输出方程来表达。本文还涉及 AFCS 的特定模式，涉及在不同飞行条件下为参考飞机 CHARLIE（一种非常大的四引擎喷气式客机）实施的飞行路径控制系统。SIMULINK 用于实现飞行路径控制系统，因为它们对于形成集成 AFCS 的最外层循环非常重要。关键词：飞机动力学、自动飞行控制系统 (AFCS)、飞行路径控制系统 (FPCS)
1 基于模型的 T700 决策支持工具...
本文介绍了 DSTO 在开发基于模型的方法以诊断和预测由通用电气 T700 发动机驱动的澳大利亚国防军 (ADF) 直升机的气路健康状况方面取得的进展。特别是，介绍了两种新的基于模型的工具：一种用于估计功率保证，一种用于检测异常发动机运行。这些工具的开发是为了利用现代健康和使用监测系统 (HUMS) 记录的发动机参数。正在考虑将此类系统安装到 ADF 直升机上，作为中期升级和采购项目的一部分。第一个工具是基于 T700 模型的功率保证估算器，建议与当前的健康指标测试 (HIT) 检查一起使用，它将 HIT 检查值与给定飞行条件和组件退化场景的可用功率联系起来。第二种工具是基于模型的检测器和模糊逻辑决策器的组合，最初建议用于 HUMS 地面站，以减少手动处理或查询的数据量。DSTO 开发的 MATLAB-Simulink 真双 T700 发动机模型具有对瞬态飞行数据的精确跟踪能力，可以检测给定飞行过程中发动机状况的重大变化。然后，模糊逻辑公式可以自动执行此检测过程，并为未来预测趋势提供飞行结束估计。