模拟飞行范文

导语：如何才能写好一篇模拟飞行，这就需要搜集整理更多的资料和文献，欢迎阅读由公文云整理的十篇范文，供你借鉴。

篇1

延续25年、出产10代，这在任何一个游戏门类中都算得上是“大哥”级的了，而在已属非主流的飞行模拟领域，微软的“模拟飞行”系列就创下了这样一个纪录。玩家们曾一度怀疑在《FS2004：飞行世纪》之后微软将专攻Xbox平台而冷落PC游戏，但《模拟飞行X》(Flight Simulator X，后文简称FSX)的公布作出了最明确的回答。那么这个大大的未知数“X”背后隐藏着怎样的谜底呢？

X＝飞遍世界

Fly The World――这是微软打出的最新宣传语。飞行原本就需要一个开放的世界，FSX一反过去侧重北美地区的做法，按照数字地图以自动生成技术尽显世界各地的独特风貌，多达24000个机场遍布全球。23种具有不同地形和植被的环境地带配以季节的更迭，让你无论何时飞往何处都能看到自然逼真的纹理渲染和天气效果。你甚至可以把视角拉高到3万公里鸟俯整个地球，上万颗星星同样被精确地设置在太空中（别忘了星座也能用于导航）。这里还是一个充满生机的世界，24万条道路纵横交错，车流不息，即使在晚上也不难根据闪烁的车灯判断道路走向。如果低空掠过非洲荒漠，会发现成群的野象正在有规律的迁徙；飞越海洋时，大小船只也在各自的航线上穿梭。而当你抵达航空港后，忙碌着的行李车、加油车和活动登机桥也为这场视觉盛宴增添了不少佐料。

X＝任务模式

Mission Complete――不象空战类的游戏有明确的目标，FS的自由度往往让新手感到茫然以致缺乏吸引力。对此FSX增加了类似教程的任务模式，一来可以引导玩家尽快融入其中，二来通过循序渐进也便于提高操作技能。任务难度从入门级直至专家级，如参加著名的“红牛”飞行竞赛并打破纪录、在航展上表演特技飞行或是救出被困在火灾现场的人员等，更多的任务将可在官方网站上下载，也会让玩家上传自创的任务。相应的，FSX提供了性能各异的24种机型，包括水上飞机、运动飞机、超轻型飞机、直升机、滑翔机等，当然也少不了波音和空中客车的大型民航机。真实的外观细节和操纵特性延续了FS系列的一贯风格，将给志在蓝天的航空迷以充分的发挥空间。

X＝分享天空

Shared Skies――这也是FSX提出的一个新概念，以往单薄的联网功能得以加强，最显著的就是能让两位玩家分享同一架飞机的座舱，无论双方实际位置是近在咫尺还是远在天边。类似于现实中的机长和副驾驶，不仅能够在长途飞行中轮流驾驶、同步显示，借助于IP语音功能(VOIP)，老手就能很方便地实时指导菜鸟进行正确的操作。此外，你还有机会担任地面塔台上的空中交通管制员，同时为多个正在飞行的玩家安排起降和航线，相信这会带来在驾机翱翔之外不一样的挑战性和满足感。不管天上地下，通过升级过的5.1环绕音效系统，你可以一边听着音箱传出的外部环境杂音，一边在耳机中清晰地接收到飞行指令的应答。

容量高达两张DVD的FSX将分为标准版和豪华版发行，后者多出的是附加机型、数字化座舱和塔台控制员功能以及SDK工具包。这也是FS系列首次同步推出SDK工具包，表明微软比以前更重视与非官方插件开发者的合作，这对开发高手和玩家社群来说可是个利好消息。据称FSX最早会在今年10月上市，而当Vista操作系统和DX10后，还将进行相应的升级，届时玩家唯一需要担心的恐怕就是自己的硬件配置跟不跟得上了吧？

名称Flight Simulator X

类型模拟〖SI〗

制作ACES Studio

未定

期待指数A

篇2

视景系统的发展历史几乎与模拟器的历史一样长。在最早的飞行模拟器林克机诞生后不久，视景系统也就出现了。

最早的视景系统是点光源投影系统。这种系统主要有一个体积很小、亮度很高且可以活动的小灯泡(称为点光源)，一个按一定比例画有地面景象的大直径玻璃盘(称为地景盘)，还有一块屏幕。当模拟飞行时，点光源模拟飞机的运动，光线透过地景盘照射到屏幕上，形成连续运动的景象。这利，系统的主要优点是视野广阔，结构简单。而由于其模拟误差较大，地景范围小，从而限制了视景系统的发展，后来出现了电影胶片投影系统。

电影胶片投影系统又被称为畸变电影。它是把被模拟对象的运动路线及其两边的景色拍摄成电影胶卷，然后按要求播放(可对播放速度进行调节)拍摄的胶卷，当飞行员操纵模拟器时，若航迹没有偏差，放映出来的图像就是拍摄的标准图像，若航迹有偏差，则通过畸变镜头映出的画面发生畸变。这种系统的优点是逼真度高、经济性好，容易实现。但最大的缺点是除不能更改之外，当摸拟的运动路线偏离拍摄的路线时将产生偏差，偏离越远，偏差越大，因而没有得到广泛的应用。

使用比较广泛的视景系统是随后出现的沙盘――闭路电视系统。这种系统主要由一个很大的按一定比例制作的沙盘、可受飞行员操纵的光学探头和摄像机、投影器及显示屏幕等组成。光学探头的位置就相当机的位置，它所看到的景象就是飞行员看到的景象。当模拟飞行时，摄像机通过光学探头对地景模型进行摄影，摄像机将光信号变成电信号，再由投影器将电信号变成光信号投影到座舱前的屏幕上，从而使飞行员看到外部的景象。这种视景系统，最大的优点是模拟的景象十分逼真，这种系统最大缺点体积异常庞大，运行费用昂贵，维修困难，一旦制成，很难更改，目前也基本不再使用。

2　视景系统的发展现状

随着计算机技术的发展，出现了计算机成像视景系统。这种系统还有体积小，耗电少，便于维护等优点。因此计算机成像视景系统发展十分迅速，至70年代末，已经有300多套计算机成像视景系统用于民航部门。现代的模拟飞行，几乎全部都是使用计算机成像视景系统了。

计算机成像系统主要由地景数据库、图像生成计算机、投影器及投影屏幕等组成。地景数据库中存储有大量的有关地区地面及空中的图像信息。当飞行员在模拟座舱内进行操纵时，其操纵信号经过主计算机的计算，向图像生成计算机输送有关运动装备的位置、姿态等信息，图像生计算机则将这些信息进行处理，实时生成图像，并将其传输到投影器，使飞行员从屏幕上观察到运动中的景象。由于图像是由计算机产生的，所以有很大的灵活性，有十分广泛的模拟能办。使用者还可以根据自己的需要增加或修改地景数据库中的内容。这种系统还有一个突出的优点，就是可用多个显示器来显示景象，从而大大地扩展了视野，如水平视场角可达200。以上，使驾驶员有全景空间的感觉。

典型的的计算机虚像视景系统的主要技术指标如下。

(1)图像分辨率：≥1280×1 024(点像素)／通道。

(2)帧率：／>60帧／秒。

(3)地景数据库：全三维真实地形场景，三维物体模型。

(4)纹理：卫星照片，航拍照片及真实照片纹理。

(5)大气效果：能见度变化，云、雾、雨、雪状态。

(6)日夜模式：黎明／白天／黄昏／黑夜。

(7)系统延迟：≤80ms。

3　视景系统的发展趋势

近年来虚拟现实技术异军突起，它是一种以计算机技术为核心的现代高科技生成逼真的视、听，触觉一体化的特定范围的虚拟环境，用户借助必要的设备以自然的方式与虚拟环境中的对象进行交互作用、相互影响，从而产生亲临等同真实环境的感受和体验。具有实时高性能的图像处理能力的图像发生器成为虚拟环境产生的关键技术，而图像显示设备是用于产生立体视觉效果的关键外设，目前常见的产品包括光阀眼镜、三维投影仪和头盔显示器等。其中常见的头盔显示器根据左右眼的视差，分别按左右眼的视点生成两幅不同的图像，送至头盔显示器形成立体图像，在屏蔽现实世界的同时，提供高分辨率、大视场角的虚拟场景，可以使人产生强烈的浸没感，而在系统延迟和视点匹配方面一直是的头盔显示器所要面临和解决的难题。

篇3

关键词： 视景仿真； OpenGL成像； 飞行器姿态模拟； 模板匹配技术

中图分类号： TN967?34； TP391 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2017）07?0024?04

Aircraft attitude simulation based on OpenGL imaging mechanism

ZHAO Chengdong， GAO Ang

（Zhengzhou Chenggong University of Finance and Economics， Gongyi 451200， China）

Abstract： Since the current block matching method has low fitting degree of the aircraft attitude visual simulation， an aircraft attitude simulation method based on OpenGL imaging mechanism is proposed. The 3D model was modeled and the texture was mapped for the aircraft attitude. The template matching technology is used to analyze and render the state information characteristics of the aircraft attitude model to reconstruct the 3D solid model of aircraft attitude. The solid was modeled in the OpenGL environment. The simulation results show that the method has high fitting accuracy of the aircraft attitude simulation and good visual simulation effect， and its output signal?to?noise ratio of the image rendering is higher than that of the traditional methods.

Keywords： visual simulation； OpenGL imaging； aircraft attitude simulation； template matching technology

0 引 言

随着数字图像处理技术和三维视景仿真技术的发展，采用虚拟现实环境下的视景仿真进行物体模拟，实现物体的三维视觉重构，视景仿真技术把真实的物体环境营造在三维立体的虚拟环境中，观察人员沉浸在逼真、虚拟的动态交互场景中[1]，使得整个真实的场景转化为一个由声音、图像、文字、数据等数字化信息组成的虚拟场景下，从而构成巨大的虚拟现实空间，使得被仿真物更具真实感，增强图形显示的效果[2?3]。研究物体的虚拟视景仿真技术，将在虚拟战场构建、游戏开发、武器性能测试等领域具有较高的应用价值[4]。

本文提出基于OpenGL成像机理的飞行器姿态模拟方法，结果表明，该方法的飞行器姿态模拟的拟合精度高，图像渲染的输出信噪比高于传统方法，具有较好的视景仿真效果。

1 飞行器姿态3D模型

为了实现对飞行器姿态的视景仿真和三维模拟，首先需要构建飞行器姿态OpenGL成像的3D模型，采用OpenGL图形库的模板特征变换功能[5]进行飞行器姿态成像的平移、旋转、缩放、镜像四种变换[6?7]，使用OpenFlight的建模环境提供GPU进行飞行器姿态的视景成像的图形渲染，采用静态视点跟踪方法进行飞行器姿态模拟和视景切换，飞行器姿态3D模型构建的流程如图1所示。

假设飞行器姿态成像图像数据库中的所有场景特征可以表述为[zk，ak，]飞行器姿态模拟的渲染图形目标[Tm，n]大小为[M×N，]虚拟场景中的位置和方向信息表示为[k=1，2，…，n，zk∈ws，][ak∈1，2，…，R，]读取输入设备的控制信息，得到飞行器姿态3D信息分量[?=][sup?（θ）]，在限定模型边界范围内得到3D建模的场景图[C（a，b，R）]有上下边界，[F]和[Ca，b，R]表示两个区域的解析信息，在飞行姿态模拟的OpenFlight数据结构中，层次结构中每个节点的渲染纹理信息特征为：

[F=p（x，y）=p（x，y）v（x）v（y）12] （1）

其中：

[p（x，y）=k（x，y）v（x），v（x）=Σyk（x，y）] （2）

假设实时三维场景的逻辑筛选分量阵[Jx，y，σ]表示飞行姿态的信息采集矩阵：

[Jx，y，σ=?P?x?P?y=10Lxx，y，σ01Lyx，y，σ] （3）

飞行器成像区域的一阶基础矩阵[Hx，y，σ]通过飞行器的轮廓和几何形状数据点构建，得到飞行器的3D建模关联角点筛选表达式为：

[F=p（x，y）=p（x，y）v（x）v（y）12] （4）

在自适应跟踪渲染过程中，对飞行器的成像特征进行区域分割可以表示为：

[Hx，y，σ=JJT=1+L2xx，y，σLxx，y，σLyx，y，σLxx，y，σLyx，y，σ1+L2yx，y，σ] （5）

在网格模型的中心位置进行飞行器姿态模拟的场景融合，通过对OpenGL成像的自然分层，实现飞行器姿态3D模型构建。

2 纹理映射处理

在OpenGL图形库中对飞行器姿态模拟成像进行纹理映射处理，可以十分逼真地表达飞行器姿态特征和飞行器的物理表面细节，采用网格法设计飞行器姿态成像的纹理映射特征模板[8]，由飞行器姿态成像场景拓扑结构分解的网格单元和物理子区域，得到不同分辨率下的纹理映射网孔结构如图2所示。

根据图2给出的飞行器姿态成像场景拓扑结构，基于LOD（Level of Detail）技术[9?10]，进行动态视点和静态视点的三维复杂模型渲染，得到飞行器的运动特征方程：

[RβX=Ii（x，y）E∈URcE，X≤β] （6）

[RβYZ=P（x，y）ivE∈URcE，X≤1-β] （7）

假设[Iix，y]是根据观察点位置的变化而选择的飞行姿态信息量；[Px，yiv]表示在像素点[x，y]的飞行器出现概率。

当观察点距离飞行器很近时，图像将在屏幕上占据较多的像素点，得到自适应跟踪的动态视点方程为：

[DN=（D1，D2，…，DN）] （8）

式（8）表示飞行器在姿态调整下的像素级视差D的N个元素，那么C和D的互相关信息特征量表示为：

[ICN；DNsN=mx，y+i=1Nj=1NICi；DjCi-1，Dj-1，sN+ρdfti，j，kφx0Ci；Djφx0] （9）

式中：自适应跟踪渲染过程的相关性系数为[mx，y]，它表示光线滤波的整数级视差；[?，?φx0]表示以[x0]点为特征像素点的纹理特征内积；[?φx0]表示以[x0]点为中心的渲染场景融合范数。

根据上述分析，得到飞行器姿态模拟视景仿真的纹理映射结果如图3所示。

3 飞行器姿态模拟实现

3.1 状态信息特征分析和渲染

在进行飞行器姿态3D模型建模及成像预处理的基础上，本文提出一种基于OpenGL成像机理的飞行器姿态模拟方法，采用模板匹配技术进行飞行器姿态模型的状态信息特征分析和渲染，以及飞行器姿态的实体模型三维重构。给出飞行器姿态模拟的几何结构模型如图4所示。

利用OpenGL纹理映射得到飞行器飞行姿态模拟的成像相位加权[ua（t）]在时域上平移[bm，]为：

[GD=1PSi=1PSd2i12] （10）

式中：PS表示飞行器姿态模拟成像在[（x，y）]的灰度值；[d]表示虚拟场景中的观察者视线运动尺度空间。

在OpenGL显示终端得到飞行器姿态模拟的特征分布范围为：

[SP=1PS-1i=1PS（d-di）2] （11）

在Lynx Prime面板中进行三维成像，在最高分辨率为32×32的条件下，得到飞行姿态角调整的动态修改参数为：

[Q1=U?SPE∈URcE，X≤β] （12）

[Q2=U?GDE∈URcE，X≤1-β] （13）

通过对图像自然分层，进行状态信息特征分析和渲染，保留原始图像的基本信息，模拟出飞行器姿态变化的效果。

3.2 飞行器姿态模拟的视景建模实现

在Lynx Prime面板中需要定义一个飞行器姿态模拟的分布场，创建MarineWaveGeneratorFFT和MarineOceanObserverCentered两个类实例，ArineWaveGeneratorFFT面板中设置控制参数附加的姿态变化特效，通过以下主要的程序代码可以动态修改各参数：

vpEnvSnow* etAttenuation_Aircraft attitude adjustment = new vpEnvSnow（）；

pEnvSnow_ setAttenuation ?>Adaptive tracking rendering （Game scene topologyGame scene topology ）； //视景仿真区域

pEnvSnow_etSurfaceWindSpeed?> setTranslate（0，0，1）；（ "snow.rgba"）； //飞行器姿态几何参数

Picture frame _myRINFN?>set spacecraft attitude 3D modeling （4000）； //OpenGL颜色模式

pEnvSnow_ visual simulation terminal?>set management and displa Size（10）； //3D模型的显示

在复杂模型的动态显示中，通过OpenGL环境中的网孔面（Mesh Facet）分解技术构成网格（Grid）结构体的8×8网孔，在Lynx Prime面板中进行飞行姿态模拟的动态效果显示，在M个分布场网格中进行视景仿真的渲染，得到纹理、周期、横滚、转向、风速等飞行姿态参数，通过以下主要的程序代码可以动态修改各参数：

vpMarineWaveGitnssFFT *pMaiehhujsj = new

pMarine C>setMesh frequency estimation（64，64）；

//由2×3个网格单元（cell）组成的渲染网格个数

根据系统所需视野范围的大小和网格大小确定网格渲染个数。这样当表面网格在水平方向上的维度是一个常数时，而其他地区以线网格的形式存在时，可显著提高系统的运行速度，得到网格分辨率较高情况下的飞行姿态模拟的距离范围与分辨率的关系表述为：

pMarine->setollision detection（100.000000f，100.000000f）；

//设置网格的分辨率

网格越密集逼真性越好，网格过于密集会影响系统的运行速度，通过OpenGL技术进行动态成像，取[X]方向为100.000 000 f，[Y]方向为100.000 000 f，得到飞行姿态模拟的信息特征分析和渲染过程为：

pMarine->setecho frequency estimation （4）；

//设置飞行姿态模拟的类型

pMarine->setSurfaceWindSpeed（19.000 000 f）；

//设置风速，根据飞行空间中的流体力学模型大致设置为19.000 000 f

pMarine->setDominantWaveupdate data display.（45.434 22 f）； //设置图像自然分层

pPlane->setarticle effects Wave Height（1.543 00 f）；

//设置波高为1.543 00 f

通过上述分析，实现飞行器姿态模拟的视景建模设计。

4 仿真实验结果与分析

在OpenGL仿真软件基础上，在Windows平台上实现，使系统的客户端和视景仿真端进行实时的数据交互。采用模块化的设计使飞行器姿态模拟具备了实时性，利用Visual C++7.0，Vega Prime，Multigen Creator，Matcom和OpenGL等多种工具和软件联合开发飞行器姿态模拟的视景仿真系统，视景仿真软件运行所需有关OpenGL的DLL库：opengl32.dll，glu32.dll，要通过大量的飞行器姿态模拟的图像质量来反映调试的结果，对各实体模型的位置和姿态进行初始化，然后采用本文方法进行飞行器姿态模拟，得到飞行器姿态模拟的俯视通道和横滚通道仿真结果如图5所示。从图5可知，采用本文方法进行飞行器的姿态模拟，能较好地拟合飞行器的姿态特征，对飞行器姿态的拟合精度较高，图像视景仿真的视觉效果较好。

为了定量刻画性能，以对飞行器姿态模拟中的图像渲染输出信噪比为测试指标，结合本文方法和传统方法，得到的对比结果如图6所示。分析结果得知，本文方法进行视景仿真的输出信噪比较高，说明视景仿真的逼真度较好，展示了其优越性。

5 结 语

本文研究了飞行器姿态的三维模拟和视景仿真问题，提出一种基于OpenGL成像机理的飞行器姿态模拟方法，首先进行飞行器姿态的3D模型建模和纹理映射理，采用模板匹配技术进行飞行器姿态模型的状态信息特征分析和渲染，实现飞行器姿态的实体模型三维重构。利用Visual C++7.0，Vega Prime，Multigen Creator，Matcom和OpenGL等仿真工具进行系统设计，在OpenGL环境中进行实体建模，研究表明，采用本文方法进行飞行器姿态模拟的拟合精度较高，图像渲染的输出信噪比高于传统方法，说明本文方法有较好的视景仿真效果，逼真度较高，性能优越。

注：本文通讯作者为高昂。

参考文献

[1] 赵威.基于鱼雷自导的舰船尾流回波模型建立方法[J].舰船电子工程，2013，33（4）：81?83.

[2] 葛立志.基于全弹道控制分析的水下航行器攻击模型视景仿真[J].舰船电子工程，2015，35（3）：137?141.

[3] 胡光波，周勇.基于Vega Prime的舰船尾流视景仿真研究[J].舰船电子工程，2010，30（6）：91?94.

[4] 刘国柱.Virtools嵌入式服务器与虚拟现实协同设计平台[J].科技通报，2012，28（2）：13?16.

[5] 罗泽峰，单广超.基于网络和虚拟多媒体技术的海战平台视景仿真实现[J].物联网技术，2015，5（3）：91?92.

[6] KHALILI A， SAMI A. SysDetect： a systematic approach to cri?tical state determination for industrial intrusion detection systems using Apriori algorithm [J]. Journal of process control， 2015， 32： 154?160.

[7] 蔺素珍，朱小红，王栋娟，等.基于嵌入式多尺度变换的多波段图像融合[J].计算机研究与发展，2015，52（4）：952?959.

[8] MAHBOUBI H. Distributed deployment algorithms for efficient coverage in a network of mobile sensors with nonidentical sen?sing capabilities [J]. IEEE transactions on vehicular technology， 2014， 63（8）： 3998?4016.

篇4

【摘要】 运用非线性回归法拟合生存资料。方法：对原始数据作生存函数分析，用PL法估计的生存率作因变量，生存时间为自变量，建立多种非线性回归方程并作比较。结果：若生存资料符合某种特定的分布，选择参数模型分析更准确。

【关键词】 生存分析； 非线性回归； 拟合

在医学研究中，凡涉及到肿瘤治疗的文章都离不开生存分析。生存分析主要有3类方法，分别为非参数法、半参数法和参数法。非参数法只适合处理简单的单因素问题，目前使用较多的是半参数模型，即Cox回归模型。Cox模型适用条件宽，便于作多因素分析，所以被医学工作者广泛使用。但它是在假定不同个体的死亡风险在所有时间都保持一个恒定的比例的条件下提出的，有一定缺陷。当拟合资料服从已知分布时，采用参数模型作回归分析将更加合理，且精度更高［1］。文献［2］讨论了生存分析中确定两种参数模型(指数模型和威布尔模型)的方法，其思想是将两种生存函数表达式作对数线性化，通过线性回归分析及对回归系数的检验和确定系数来判断生存资料更适合哪种模型。而实际应用中，有很多生存函数是非线性的，不能通过简单的取对数后线性化。文献［3］指出在有些情况下，非线性回归模型即使被转化为线性回归模型，但转化后的线性回归模型的正规方程组关于新回归系数是线性的，而关于原回归系数则是非线性的。所以本研究讨论直接使用非线性回归模型拟合生存资料并用实例说明。

1 非线性回归的基本思想

非线性回归的基本思想是采用高斯牛顿(GaussNewton)迭代法求解非线性代数方程组，在最小二乘意义下确定函数中的参数值，使得残差平方和达到最小，确定系数达到最大。在求解非线性代数方程组的过程中必须先给出参数的初始值，若初始值选择不当，会造成迭代不收敛，使非线性回归无法进行下去。使用SPSS软件中的非线性回归模块还可得到回归参数的近似95%置信区间及近似标准差。

2 常见的生存函数模型

常见的生存函数模型主要有以下几种［4］:

① 指数分布: S（t)=e-λt，t≥0，λ

② 威布尔(Weibull)分布

S（t)=e-(λt)γ，t≥0，λ0

λ称为尺度参数，γ称为形状参数。

③ 对数正态分布

S(t)=1-P(T≤t)=1-〖JF(Z〗lnt012πσe-(x-u)22σ2dx〖JF)〗

其中u和σ 分别lnT的总体均数和标准差，u称为位置参数， σ称为尺度参数。

④ Logistic分布

S(t)=exp{-(t-α)/β}1+exp{-(t-α)/β}， -∞

其中α称为位置参数，β称为尺度参数。

⑤ 伽玛分布(Gamma)

S(t)=1-P(T≤t)=1-〖JF(Z〗t0≤βαtα-1e-βt/ Γ(α)，〖JF)〗α，β>0，t≥0

其中α称为位置参数，β称为尺度参数。

⑥ 极值分布

S(t)=exp［-exp(t-ub）］，-∞

其中u称为位置参数，b称为尺度参数。

⑦ 对数Logistic分布:

S(t)=P(T≥t)=P(lnT≥lnt)=exp{-(lnt-α)/β}1+exp{-(lnt-α)/β}，0

其中α称为位置参数，β称为尺度参数。

3 实例分析

实例引用文献［5］中的生存数据进行分析，判断数据适合的分布。数据见表1。

设生存时间t为自变量，用乘积极限法(PL)估计的生存率S(t)为因变量，建立非线性回归模型拟合。由于对数正态分布与伽玛分布的模型表达式比较复杂，所以选择生存函数分别为指数分布， 威布尔分布，Logistic分布与极值分布作数据拟合。

3.1 参数初始值的选取（表2）

表1 乘积极限法估计生存率计算表［5］（略）

表2 4种模型的初始值选取（略）

3.2 结果分析

拟合优度检验证明此资料可以用这4种分布拟合。模型的确定系数，参数估计值及置信区间见表3。

表3 4种模型的拟合结果（略）

从表3中可以看到，以PL法估计的生存率S(t)作为标准，采用威布尔分布函数模型作回归分析，得到的确定系数最高，拟合的效果最好。故该生存资料应选择威布尔模型探讨影响患者生存期的危险因素。4种模型的拟合结果图见图1。

4 讨论

在生存资料分析中Cox模型虽然应用广泛，但有适用范围和局限性，不能随便套用。可通过残差分析检验资料是否满足Cox模型应用的条件［1］，以保证结果的准确性。

若生存时间服从特定概率分布(如指数分布、威布尔分布、对数正态分布)，应采用参数回归模型进行多因素分析，可提高精度和准确度。

图1 4种模型拟合结果图（略）

采用非线性回归拟合法可以帮助确定生存时间更适合的分布，如本资料威布尔分布的拟合效果最好。只要知道模型的表达式，就可以采用非线性回归模型进行拟合。当然， 还应作拟合优度检验以确定资料适合的分布。对于那些可线性化的非线性回归模型来说，在SS回归=(yi-i)2 极小的意义下，直接作非线性拟合的结果要比线性化后拟合的效果好。但非线性回归必须指定合理的参数初始值，否则可能迭代不收敛。

采用非线性回归拟合法可以得到模型参数的近似95%置信区间。本资料中参数的置信区间较大是因为样本量较小，可通过增大样本量的方法缩小置信区间。

【参考文献】

1 贾红英，等.几种生存分析参数模型拟合法及其应用.中国卫生统计，2004，21(4):201～204.

2 杨肇，等.生存分析中确定两种寿命分布的方法.中国卫生统计，2003，20(1):9～11.

3 葛新权.线性化非线性回归预测模型质疑.预测，1999，1:77～78.

篇5

Abstract: In embedded systems and distributed control systems,analog tested are generally nonlinear. To achieve the precise amount of non-linear simulation and rapid detection,linear analog multi-point calibration detection method is proposed. Two calibration method programming ideas of piecewise linear and piecewise frequency are given which can improve the accuracy of detection of non-linear mini-two and partial resolution.

关键词:嵌入式系统;集散控制系统;非线性模拟量检测

Key words: embedded system;distributed control system;nonlinear analog detection

中图分类号:TP79 文献标识码:A文章编号:1006-4311(2010)30-0214-03

0引言

精确检测是实现精确控制的基础。在集散控制系统中,模拟量的检测方法须编制成相应的程序,嵌入到控制终端处理器中。由于嵌入式处理程序存储容量有限,所用方法不能过于复杂。

另外,控制终端通过分时工作对模拟量进行检测,为了不影响模拟量控制等其他程序模块工作,模拟量检测算法的程序模块必须能够快速运行。

传统模拟量的检测方法可分为:线性模拟量检测方法、查表法、神经网络训练法。

线性模拟量检测方法只适合于线性模拟量检测;查表发法可用于非线性模拟量检测,但表格较大,占用存储空间及运算时间较多;神经网络训练法虽然只适合于一般的非线性函数训练,但算法复杂,所用样本数较多,不适合编制嵌入式处理器程序。

待测的模拟量y一般是非电量信号。模拟量传感器输出值x0通常与y值有某种已知的非线性关系。当对y值测量时,控制终端首先把x0转换成电信号,然后再经A/D转换变为数字量,经过计算得到实测模拟量y1,如图1所示。

所谓精确测量,就是使y和y1两者相同或误差达到最小。x0是待测模拟量y经由传感器的输出值。x0经过电压转换电路后,变成对应的电压值。y0是该电压值的A/D转换器数字输出值。

假设图1中的模拟量传感器是线性的,由于人为调整和电子器件参数的离散性因素等。

模拟量的电压转换电路的参数总会带有一定的偏差,输入与输出关系也不可能做到完全线性化,使得y0与x0之间通常为非线性单调函数关系。

1分段线性化多点定标方法

定标是制定一定的标准,把待测模拟量转换成数字量,便于控制终端处理。

定标过程是制作一把尺子,用该尺测量对应的模拟量。为了减小非线性单调函数的误差,把待测模拟量的样本数量取为N+1个,分别用2个相邻样本点之间的直线代替待测模拟量的非线性单调曲线。

当对图1模拟量y进行测量时,传感器输出值x0受待测模拟量y影响,硬件电路设计完成后,待测模拟量y与其转换值x0以及y0存在一一对应关系。设y1为y0的单调函数,样本值分别为

y0=y0ii=0,1,2,…,N(1)

样本值y0i满足关系式

y00

y0i之间的差值可以是等值,也可以是不为零的任意值,其选取方法可视定标需要而定。

传感器输出x0与待测模拟量y的对应关系是已知的,定标时,将传感器输出值相对应的标准仪器与图1对应模拟量的电压转换电路相连接,如标准电阻箱等。调整标准仪器输出值x0为样本值x0i,则对应的模拟量数值为yi,令检测值y1i等于yi,此时A/D转换值为y0i,使y0i按式(2)排序取值,控制终端的非易失数据存储记忆y0i、y1i及N的值。

把A\D转换值y0与检测值y1的对应关系(y0,y1)用样本(y0i,y1i)和(y0 (i+1),y1 (i+1))2点之间的直线近似替代,如图2中曲线y1i所示。该直线斜率为

ki=(3)

则分段线性化多点定标方法y1与y0的关系为

y1=ki×(y0-y0i)+y1i(4)

当数据终端对现场模拟量测量时,被测模拟量y通过传感器输出值x0映射成A\D转换起的输出值y0,首先查询y0的值,如若符合y0i≤y0≤y0(i+1)关系时,则可按式(4)计算模拟量实测值y1。在样本点处,实测值y1与被测模拟量y相等。

当y0y0N时,超出了模拟量的检测范围,检测数据已不准确。

为了保证测量精度,其中y00的取值应大于并且接近于A/D转换器的零值;y0N的取值应小于并且接近于A/D转换器的满值。样本数量的取值要依据数据终端的非易失数据存储器的容量和模拟量的测量精度要求而定,N值越大,测量精度越高。但N值不能太大,否则会增加程序运行时间,影响数据终端的检测速度,一般样本数量取20以内为益。

2分段变斜率多点定标方法

为提高模拟量的检测精度,在2个样本点(y0i,y1i)和(y0 (i+1),y1 (i+1))之间,用切线斜率由k(i-1)连续变化到ki的曲线代替非线性单调函数曲线。

设样本(y0i,y1i)和(y0 (i+1),y1 (i+1))2点之间,斜率由k(i-1)变化到ki,则斜率的变化为

Δki=ki-k(i-1)(5)

k(i-1)=(6)

斜率随 y0的变化率为

λi=(7)

当y0符合y0i≤y0≤y0 (i+1)关系时,变斜率为

kixl=k(i-1)+λi+(y0-y0i)(8)

kixl的值在2个样本点(y0i,y1i)和(y0 (i+1),y1 (i+1))之间,随y0的改变,由k(i-1)连续变化到ki,y1与y0的关系由式(9)确定,如图3中曲线y12所示。

yi=kixl×(y0-y0i)+yli(9)

当y0在y0i到y0 (i+1)取值时,曲线yl1为直线替代,比被测模拟量y变化快;而曲线y12类似于切线替代,比被模拟量y变化慢,综合kixl和ki,令变斜率kip为kixl和ki的平均值,则

kip=(10)

分段变斜率多点定标方法y1与y0的关系为

y1=kip×(y0-y0i)+y1i(11)

在样本(y01,y11)(y0N,y1N)2点以外,模拟量检测仍采用分段线性化定标方法,只是检测值与待测值之间的偏差较大。

篇6

关键词 吊挂螺栓；断裂试验；有限元；断裂分析

中图分类号V228.2 文献标识码A 文章编号 1674-6708（2013）93-0087-02

0 引言

某型飞机做座舱盖应急抛放系统试验中，后舱盖的吊挂形式。在进行吊挂时，后舱盖右侧后端的吊挂螺栓断裂，断裂部位在Φ9过渡到Φ6区域。断裂后，为确定断裂属性，按照故障分析方法，对断裂螺栓做材料特性和断口分析，材料性能指标合格，组织正常，属大应力断裂。

本文根据吊挂螺栓断裂情况，对舱盖吊挂螺栓的承载能力进行了计算分析，并通过对螺栓进行断裂试验情况，对计算分析结果进行了验证。

1 座舱盖吊挂螺栓的属性及载荷分析

吊挂螺栓材料为30CrMnSiA，其材料属性为：σb=1180MPa， E=196000MPa，μ=0.33。螺栓Φ6断裂处的剖面特性为： A=28.27mm2，J=63.62mm4 。

根据座舱盖应急抛放系统试验吊挂图，做座舱盖吊挂时载荷分析有限元计算模型，计算模型。吊挂螺栓断裂前，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185kg折算为1850N向上的作用力，并将1～4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表1。计算坐标系按机体坐标系，即飞机逆航向为X轴正向；垂直翼面向上为Y轴正向；Z轴正向由右手定则确定。

从表1计算，得到螺栓平均承载642.6 N。

2号吊挂螺栓断裂后，在座舱盖吊挂载荷计算模型中，将配重185Kg折算为1850N向上的作用力，并将1、3和4号螺栓固定，进行有限元模拟计算，得到4个螺栓的受力情况见表2。

表2 断裂后4个吊挂螺栓的受力情况（单位：N）

从表2可以看出，当2号螺栓断裂后，由于钢索的松弛，3号螺栓已不受力，实际上只有1号和4号螺栓受力。

2 座舱盖吊挂螺栓有限元分析

按照螺栓实际几何尺寸建立有限元模型，有限元模型见图1；根据螺栓在结构上的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在Φ9过渡到Φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图4。根据上面计算的吊挂螺栓载荷，共计算了两种情况，模拟螺栓在吊挂舱盖时的受力形式施加载荷，加载情况见表3，加载方式见图1。

图1 座舱盖吊挂螺栓有限元模型、加载及约束

通过对上述有限元模型计算分析得到：2号螺栓发生断裂前，吊挂螺栓断面处最大应力为907MPa，吊挂螺栓的应力分布情况；2号螺栓发生断裂后，吊挂螺栓断面处最大应力为1153MPa，吊挂螺栓的应力分布情况。

3 座舱盖吊挂螺栓断裂试验

3.1 试验情况

根据螺栓的安装形式，在进行吊挂螺栓断裂试验时，为模拟螺栓受载时，钢索与螺栓的夹角，采取试验方式加载。试验在加载机上进行，加载机行程为每分钟3mm，一直加载到吊挂螺栓断裂，断裂时试验机显示的最大载荷为1944N，试验加载曲线见图2。

图2试验测量的位移-载荷曲线

3.2试验情况的有限元模拟计算

根据试验情况，进行模拟计算，有限元模型见图3；按照试验时螺栓的固定形式，将螺栓断面附近固支，并螺栓在Φ9过渡到Φ6的凸台处的受挤压面施加适当的约束，见图3；根据4.1节载荷分解图得有限元模型加载点的载荷为：

通过有限元分析，得吊挂螺栓断裂断面处最大应力为1310Mpa，大于吊挂螺栓强度极限（σb=1180 Mpa），吊挂螺栓的断裂部位应力分布情况见图4。

因此，螺栓在该受载状态下的承载能力为：

P=1944×1180/1310=1751 （N）

4 结论和分析

综合上述计算分析，得到以下结论：

1）每一个座舱盖吊挂螺栓在吊挂舱盖的受力形式下，静承载能力为1751 N；

2）在正常吊挂下，螺栓承受的平均载荷为642.6 N；

3）从试验结果推算，在该受载状态下的承载能力为1751 （N）；

从上述结论分析，在螺栓材料性能指标合格，组织正常，在螺栓静力受载情况下，正常吊挂螺栓是有足够强度的，螺栓断裂的因素，只有承受载荷达到其破坏载荷。在加载时，加载速度过快，会产生一定的冲击载荷，当冲击加速度达到2.73m/s2时，螺栓承受的载荷达到2.73*642.6=1754 N，超过螺栓的承载能力1751 （N），使螺栓承受较大应力导致断裂。

参考文献

[1]孙聪，王向明.飞机结构典型故障分析与设计改进.北京：航空工业出版社：5-6.

篇7

世界上公认的第一种真正意义上的战斗机是法国的莫拉纳・索尔尼埃L型飞机。

1914年8月第一次世界大战爆发，交战双方各有近千架飞机参战，飞往敌方阵地上空进行侦察。为了阻止对方飞机执行这-任务，一种可将敌机驱逐出己方阵地上空的作战飞机应运而生，当时称为驱逐机，后发展成战斗机（或称歼击机）。它们飞行性能和作战能力都有很大提高，可执行近距支援、空中格斗等任务。早期使用的推进式螺旋桨战斗机，飞机机头或机身前部装有机枪，螺旋桨在后面推进，不影响机枪射击。这种安装了武器的飞机，侦察驱敌两不误。这些飞机的驾驶员在后座，观察员兼射击手在前座，一般配备一至两挺机枪。不过推进式飞机虽然便于武器射击，但机动性差，往往对付不了更加灵活的拉进式侦察机。而拉进式设计的困局是如何才能让子弹顺利穿过高速旋转的螺旋桨射向目标，又不损坏螺旋桨叶片。

法国飞行员罗兰・加洛斯意识到使用前射机枪的必要性，于是带着机械师朱勒斯・于找到飞机设计师索尔尼埃一起解决这个问题。他们在加洛斯所用的莫拉纳・索尔尼埃L型单翼机的发动机罩上安装一挺 8毫米口径的机枪，然后在木质螺旋桨叶片上可能被子弹击中的部位包上金属片，并在桨叶后方加装钢制的“楔形偏导块”，使子弹在击中叶片上的偏导块时就会滑跳弹开。由行员视线和机枪轴线能在一条直线上瞄准攻击敌机，飞行员驾驶飞机和攻击敌机两不误，不需要另外配备机。

1915年4月1日，加洛斯驾驶装备了楔形偏导块的莫拉纳・索尔尼埃L型飞机击落了一架德国侦察机。取得了战斗机空战的第一次胜利。

随后，德国的福克E.Ⅲ单翼机，由于装备了性能更好的采用凸轮装置的“机枪射击协调器”，以其优异的飞行性能和更猛烈的火力，成为第一次世界大战中性能最好，击落飞机数量最多的战斗机（即著名的“福克灾难”――编者）。这里把这两架飞机放在一起做一个展示。

制作简介

1/72的莫拉纳・索尔尼埃单翼机的模型板件在外国有售，但不是L型的。因此，笔者决定自己做。第一步还是找到线图缩放成1/72，然后用模型店买来的一战小飞机改造。为了结构强度，剖开机身添加了肋骨，飞机的机身被改成折角线型，主要部件都按尺寸改小。机翼加宽，发动机罩改成半敞开式的，内侧的打磨花了整整半天，打薄以后才能装进旋转式发动机。

篇8

莫达非尼（Modafinil）是一种用于治疗发作性睡眠和轮班工作睡眠障碍的神经兴奋剂 [1]。莫达非尼结构中有一个手性硫原子（见图1），存在一对手性对映体，其手性对映体在药理药效方面具有一定差异 [2]。目前，已有R异构体阿莫达非尼上市，因此其手性拆分在药物质量控制等方面具有重要意义。莫达非尼手性拆分已有文献报道的多为手性柱拆分 [3，4]，本研究组建立了以磺丁基醚β环糊精（SBEβCD）为手性拆分试剂的毛细管电泳分离方法 [5]。但在环糊精与莫达非尼对映体的拆分作用机理方面，未见相关报道。手性对映体的拆分机理研究目前有高效液相色谱 [6]、毛细管电泳 [7，8]、手性传感器 [9，10]和分子模拟 [11-13]等方法。本研究以毛细管电泳法拆分莫达非尼对映体，探讨莫达非尼手性拆分的热力学问题；同时借助分子模拟方法计算模拟环糊精莫达非尼异构体之间相互作用，预测包合物的三维结构及其稳定性，从分子相互作用角度解释环糊精手性识别莫达非尼的机理。

2实验部分

2.1毛细管电泳分离实验

仪器：HP3DCE毛细管电泳仪（Agilent公司），DAD检测器，ChemStation工作站，熔融石英毛细管柱（河北永年光导纤维厂）。试剂： R莫达非尼对照品和莫达非尼消旋体对照品（中国药科大学医药化工研究所）；S莫达非尼（凯试（上海）科技有限公司）。SBEβCD（江苏巨环医药有限公司）。

分离条件： 毛细管（50 cm × 50 μm， 有效长度41.5 cm），操作电压20 kV，柱温15-35 ℃，检测波长225 nm，压力进样5 kPa × 5 s。缓冲液：20 mmol/L Na2HPO4（pH 7.0），SBEβCD 浓度为5-50 mmol/L。两次进样之间分别用0.1 mol/L NaOH和水各冲洗2 min，再用缓冲液冲洗3 min。

2.2分子模拟对接

莫达非尼分子对映体的构建及优化采用Chem3D Ultra1程序进行。建好分子模型后以MM2进行构象优化。βCD分子结构由βCD与酶复合物的晶体结构（从蛋白质晶体结构数据库获得）去除水分子和配体分子而获得，在此基础上构建SBEβCD的结构，而后进行能量优化，所得结果供分子对接使用。

莫达非尼对映体和SBEβCD的对接使用Gold V3.0.1程序进行柔性对接，使用GoldScore打分函数得到分子相互作用的拟合度（Fitness）数值。用Fitness函数值判断分子对接结果。

3结果与讨论

3.1手性对映体拆分实验

过程，且在低温条件下能获得较好的分离。

3.3结合常数计算

结合常数是表征分子间相互作用强弱的重要理化参数，在以环糊精为手性拆分剂的毛细管电泳手性分离中，结合常数反映环糊精分子包合对映体分子能力，也反映其对对映体的区分能力。双倒数法是进行结合常数计算

4结论

以SBEβCD为手性拆分试剂，采用毛细管电泳法对莫达非尼对映体进行拆分，并利用分子模拟对其立体选择性差异进行了研究。热力学数据显示， 手性分离过程主要是焓驱动过程，在低温条件下能获得较好的分离。采用双倒数法求取了莫达非尼对映体与SBEβCD的结合常数， R对映体的结合常数大于S对映体。利用Gold软件对莫达非尼对映体和SBEβCD进行了对接，Fitness打分函数结果表明， R对映体比S对映体与SBEβCD结合更稳定，氢键作用的差异可能是能达到手性拆分的原因。

References

1Gerrard P， Malcolm R. Dis. Treat， 2007， 3： 349-364

2Darwish M， Bond M， Ezzet F. J. Clin. Pharmacol.， 2012， 52（9）： 1328-1342

3Rao R N， Shinde D D. Biomed. Chromatogr.， 2009， 23： 811-816

4JI YiBing， FAN XiaoMei， ZHU Xiong. Chinese J. Pharmaceu.， 2010， 41（3）： 211-212

季一兵， 范晓梅， 朱 雄. 中国医药工业杂志， 2010， 41（3）： 211-212

5Wang W， Xiang S Y， Zhou X J， Ji Y B， Xiang B R. Molecules， 2011， 17（1）： 303-314

6Lmmerhofer M. J. Chromatogr. A， 2010， 1217（6）： 814-856

7HU ChangQin， HONG JianWen. Acta pharm. Sinica， 2009， 44（8）： 905-910

胡昌勤， 洪建文. 药学学报， 2009， 44（8）： 905-910

8Bene M， Zuskov I， Svobodová J， Ga B. Electrophoresis.， 2012， 33（6）： 1032-1039

9Luo M L， Zhang W G， Zhang S， Fan J， Su W C， Yin X. Chirality， 2010， 22（4）： 411-415

10Cho E N， Li Y， Kim H J， Hyun M H. Chirality， 2011， 23（4）： 349-353

11PAN HeJian， HE Hua， ZHENG Heng， LIU TieBing. Computer and Applied Chemistry ， 2011， 28（2）： 197-202

潘和蹇， 何 华， 郑 珩， 刘铁兵. 计算机与应用化学， 2011， 28（2）： 197-202

12XIA DongHui， SHANG YongHui， LI Hua. Chinese J. Anal. Chem.， 2011， 39（3）： 414-418

夏冬辉， 尚永辉， 李 华. 分析化学， 2011， 39（3）： 414-418

13Li W， Tan G， Zhao L， Chen X， Zhang X， Zhu Z， Chai Y. Anal. Chim. Acta， 2012， 718： 138-147

14SHI JieHua， YE Yan. Chinese J. Anal. Chem.， 2010， 38（10）： 1450-1456

施介华， 叶 燕. 分析化学， 2010， 38（10）： 1450-1456

15WANG ZhongHui， MAN RuiLin， TANG KeWen. J. Instrumental Anal.， 2009， 28（2）： 162-167

王钟辉， 满瑞林， 唐课文. 分析测试学报， 2009， 28（2）： 162-167

16HOU JingGuo， MENG XiaoRong， HE TianXi， Deng HuaLing， MAO XueFeng， HAN XiaoQian， GAO JinZhang. Chinese J. Anal.Chem.， 2003， 31（3）： 307-310

侯经国， 孟晓荣， 何天稀， 邓华陵， 毛学峰， 韩小茜， 高锦章. 分析化学， 2003， 31（3）： 307-310

17Pang N， Zhang Z， Bai Y， Liu H. Anal. Bioanal. Chem. 2009， 393： 313-320

篇9

Mc34726／27器件采用了飞思卡尔的SMARTMOS技术。在那些将锂离子或锂聚合物电池作为电源的移动应用中，该技术能提高它们在低负荷时的效率，并延长备用时间。

当标准降压整流器的输出负荷低时，大部分能量损耗变成开关损耗。由于在低输出活动(如蜂窝电话备用)中使用了飞思卡尔重力模式架构，MC34726／27降压稳压器能平滑过渡到脉冲跳频模式，通过降低开关频率提高功率和延长电池寿命。重力模式架构通常用来改进低负荷电流期间出现的波纹性能，同时维持低静态电流。

凭借2mm×2mm×0.65mm的超小体积封装和高操作频率，MC34726／27几乎不需要板卡，实现真正的小体积设计。这些器件专用于对板卡空间有严格要求的应用和使用单节锂离子电池的应用，如手机、PMP和MP3播放器。

独特的SMARTMOS技术

事实上，MG34726／27系列产品是使用飞思卡尔SMARTMOS技术开发的，这种高度集成的特点可减少对外部元件的需要，同时在空间有限的应用中减少需要的元件总数。所谓的SMARTMOS是飞思卡尔智能电源技术的名称，它是混合信号模拟集成电路的骨干。SMARTMOS技术产品充当了领先微处理器的洁净目，精密的数字环境与不很精细的外部世界之间的接口。它们是无线设备、汽车电子和计算机设备不可或缺的一部分。在手机中，SMARTMOS产品调节功耗、扩大音频信号并且，为彩屏提供电源。在喷墨式打印机中，它们驱动电机并使喷嘴供墨。在汽车中，它们帮助控制引擎和制动系统、安全气囊的部署和座椅定位。

飞思卡尔的SMARTMOS技术可以将高密集度、高速逻辑和精密模拟、高电压高电流的电源电路集成在一个芯片上。这种“智能集成”可以帮助开发出高度灵活的模拟产品，降低成本，减少设备空间和系统设计复杂性。飞思卡尔拥有业内最广泛的8位微控制器系列产品，该产品与电源管理集成电路一起形成封装级的解决方案和单一芯片专用半导体产品(ASSP)。

MC34726／27的特性

・前馈电压模式控制架构

・300mA或600mA负荷电流

・全负荷时0.7％的波纹，低负荷时1％的波纹(重力模式架构)

・重力模式静态电流为55μA

・工厂预设输出电压范围：0.8V～3.3V

・单输入电压轨：2.7V～5.5V

篇10

当前，基于计算机、图像和机电技术综合而成的高端飞行模拟器已广泛应用于科学理论研究、项目工程研发和实际飞行培训各个领域，它根据相应的飞行环境和设备系统条件，逼真地模仿航空器的飞行状态，为科学研究、工程研发和飞行人员提供与真实飞机十分相似的操纵过程，成为检验操作和人员工作负荷的地面试验、验证和训练装置。

用于航空科学研究的飞行模拟器最为复杂，包括理论基础、自动控制、计算机和操纵系统等一系列尖端科技，研发费用高昂，通常只有老牌航空大国的国家级实验室里才能拥有，诸如美国、英国、德国、法国、荷兰以及俄罗斯。在这些飞行模拟器上，所安排的研究和探索内容主要涉及航空理论探索，实验和验证飞机特性、系统效能和飞行人员表现，包括针对现有系统的改进，属于一个国家航空领域的核心竞争力之一。不少研究项目往往处于秘密状态，不轻易让外人、甚至其他同行知晓。

我们平时所能接触到的多是用行培训的模拟器，主要分布在飞行培训中心和大型航空公司的训练基地。这些模拟器虽然十分先进，但存在着固有限制，他们根据相应的机型开发，系统设计和使用条件遵从模拟机厂家的原始数据。

2009年6月1日凌晨，法国航空公司一架A330飞机在执行巴西里约热内卢-巴黎的AF447航班中，在正常巡航高度上，突然失去升力，从10 668米（35 000英尺）巡航高度急坠入海，沉入大西洋海底，全机228人全部罹难。初步分析认为，飞机在高空飞行时遭遇过冷水滴，这些过冷水滴导致空速管结冰。飞机因缺乏有效空速指示，飞行人员无法准确操作，导致飞机进入失速状态。

这一调查信息披露后，引起国际航空界瞩目，因为这涉及民航界当前认可的失速改出训练标准是否充足，也就是适航性是否充足。为验证和分析这次事故，一支独立的事故调查小组，选择了位于美国宾夕法尼亚州的美国国家飞行训练和实验中心，使用那里的飞行实验模拟器再一次验证其真实环境。在这种可以超越常规飞行极限条件的实验飞行模拟器上，按照AF447航班失速环境进行设置和实验，结果表明，资深飞行人员必须采用战斗机格斗般的、大过载操纵的技巧，才能勉强逃生。通过调查小组得出结论认为，当前民航界的常规失速飞行训练不够充足，换言之，现有民航飞行模拟器无法为民航飞行员提供这类挑战飞行极限条件的真实飞行模拟实验和训练。

AF447事件中的A330飞机是空客公司安全纪录最好的一款机型，也是空客公司在积累了A300、310和A320等机型经验基础上的问鼎之作，足以成为空客公司的骄傲。在AF447事件中，这种不可能坠毁的机型却成为当今航空界的“泰坦尼克”事件，这不得不使人们再次反思：在不断提供航空高端科技的同时，是否忽略了基本内容，即飞行人员的手动飞行技能。

2012年2月27日，美国联邦航空局出台一项草案，大幅提高美国航空公司副驾驶的任职要求。在这项征求意见的草案中，要求飞机副驾驶必须具有1 500飞行小时以上才能获得民航运输驾驶员证书。目前的条件是，只需有250小时以上飞行时间即可获得商业飞行资质。美国联邦航空局表示，新制度的用意在于，确保副驾驶员在这段时间里养成处理各种情况的技能，飞行时间是具有必要技能和经验的基本条件。

当代飞行模拟器如何运行

当代飞行模拟器分为许多等级，从最低端的个人操作程序训练器到具有6自由度运动系统支持的全动式飞行模拟器。尽管与使用现代飞机训练相比，飞行模拟器成本已经相对低廉，例如，波音747飞行训练模拟器的成本是真实飞机的1/40。但是它的采购成本、尤其是全动式飞行模拟器仍然十分昂贵。况且，保障这些模拟器的正常运行的成本也是不菲的开支，这包括日常的设备维护，满足适航标准，培训人员资质，以及驱动能源的消耗。

由于现代飞机的高度复杂性，通常，航空公司难以开发深度训练科目，主要依靠飞机机型的原始厂家提供，还须取得适航当局认可，这就导致了航空公司无法针对已经出现的事故征候开发相应的训练程序，必须等待原始厂家提供达到适航认可的训练科目。

在AF447事故之前，国际航空界已经认识到，当代高度自动化飞机上，如何处理好高度自动化与飞行人员手工操作的关系。在AF447事故之后，更加认识到必须加强飞行人员的手工飞行操作技巧训练。但是，如何实现这一要求，当代飞行训练模拟器还不能有效解决。

例如，一些人认为，保持飞行人员手工飞行技巧就是在飞行模拟器上增加一些训练项目，诸如切断自动驾驶仪、或是切断自动油门，或是不使用仪表着陆系统信息，进行人工目视着陆。

这样的训练，飞行模拟器当然能够胜任。但是，在现实世界中，所谓飞行人员手工飞行技巧指的是，飞行人员不再依靠自动化系统的信息，必须依靠原始参数，根据自己的经验判断和操作。就是说，需要飞行人员保持他们入职时养成的基本飞行技能，通过基本的飞行参数，保持对飞行状态的意识和控制能力。所指的是，通过原始参数判定飞机当前状态、相对地面的姿态，飞机当前速度和动力，以及在这些条件下，通过操作驾驶杆、油门杆或者舵面，控制飞机。用飞行的话说，就是依据原始参数，能够具备对飞机“姿态-动力-速度”的掌控能力。

一个典型的案例就是空中结冰。空中结冰这一自然条件是民航飞行的危险因素，再先进的飞机也无法避免它的危害。AF447事故就是其中的一次悲剧，当失去空速指示后，飞行人员本应立即选择上述人工飞行技能来控制飞机，不应首先企图判定和排除自动化系统故障，以图继续利用自动化飞行。这就要求飞行模拟器上必须增加机型之外的科目，即如何让飞行人员保持利用原始飞行参数，训练人工飞行的技能。

当代飞行训练模拟器的另一个局限是，它只针对机型研发，未能达到通用状态。这就是它成本高昂的一个原因，即便大型航空公司也往往无力承担该公司运行机型相对应的所有飞行训练模拟器，只能通过返回飞机厂家的培训基地、借用其他航空公司、或是独立的第三方培训服务商来得到相应培训。这样，就造成了训练科目的有效性和实效性不足的问题。

2001年11月12日，美利坚航空公司一架空客公司的A300-600飞机从纽约前往多米尼加共和国，起飞后突然坠入机场外的海滩，机上260人及地面5人共265人遇难。事故调查报告表明，该飞机遭受到前一架起飞的波音飞机的尾流影响。在此之前，为了响应各类机型发生的尾流事件，联邦航空局、波音和空客公司联合修订了相应的训练程序。美利坚航空公司虽然对此修订的程序有不同见解，但还是要遵循适航训练要求。事件飞机的飞行记录仪的数据表明，当时飞行人员的操作符合训练科目规定，但是仍然未能挽救飞机。显然理论与实际飞行仍有不小的差距。

新一代飞行模拟器

飞行模拟器包括各类用途，发展途径也各有千秋。如果说有什么发展特征可以总结的话，只能说在新一代飞行模拟器中，第一个比较现实的目标是，尽可能地对飞行训练装置进行标准化，减少飞行模拟器的开发、使用和维护成本。具体工作分为如下四大领域。

模拟器品质管理 通过工业界合作，改进飞行训练模拟器的运行品质，包括飞行培训的运行典型案例、训练环境和训练人员管理，满足适航当局要求。通过这种工业化活动，期望建立一项适航当局认可的标准化管理程序，便行训练模拟器开发商和服务商取得适航认证，尤其是取得航空公司所在国的适航认证，降低开发和运行成本。

模拟器软件管理  当代飞行模拟器的功能和性能越来越依靠其运行软件，尤其是高度自动化的大型飞机，其系统十分复杂，这就导致飞行训练模拟器的应用软件也极为复杂。于是，像其他所有大型工程一样，必须严格管理其应用软件，诸如软件版本和配置管理，使用标准化的软件升级和操作程序，以及应用软件的模块化和标准化，增强应用软件的再用性。

例如，当一个软件开发商提供了需要更新的应用软件时，模拟器开发商和航空公司用户都需要一个表单，以掌握哪些方面做了修改，以及相应的影响是什么。而在现实世界中，各家软件供应商所提供的这种软件升级说明表单的详细程度参差不齐。

模拟空中交通管制 2002年，国际航空运输协会提出，利用现有技术，建立空中交通管制的模拟设施，加强对飞行管制人员的模拟情景训练，以达到国际民航组织提出的飞行模拟训练装置质量标准。

提出加强空中交通管制模拟培训的需求原因是，随着航空运输流量的不断增长，世界各地的主要机场或者繁忙航路都陆续出现了日趋严重的拥堵现象。在我国，飞行流量控制也成为民航航班延误的主要原因。

其次，航行新技术不断导入，使得飞机性能持续性地改进，同时也需要建立新的飞行程序，空中管制人员需要进行相应的培训。

无论是空中航路，还是机场，保障安全的要素是密切有效的协作。这就要求有充足的实验数据，验证新增程序和设施是否合适有效，以及如何让这些新技术有机地融入现有体系中。其次，通过针对特定问题的模拟仿真，发现问题根源，验证处理办法。

这套系统的模拟项目按照空中交通管理、机场和航空公司运行三方面划分成相应的功能模块，每个模块又可设定各自的模拟情景，通过实验，验证合理可行的航班运行方式和空-地协调效率。例如分析出入港高峰时刻某一登机门发生拥挤情况的形成机理。当一项改进措施实施时，例如设计一项减少排放的飞行程序时，它模拟这个新设计的飞行程序，评定飞行和空管人员对此程序的使用状况。

然而，令人大开眼界的却是，通过利用真实的数据，它用于模拟阿姆斯特丹国际机场的日常运行，实现了机场管理的科学化品质监控，以保障机场的高效运行。所以说，荷兰的这套模拟系统，把模拟器的使用价值发挥到了极致。

模拟程序的通用规范

鉴于当前的飞行模拟器主要由厂家自行研制，为了降低成本，有必要进行标准化，增加通用性和互换性，增强飞行安全训练的性能和效能，满足供需双方的可持续性发展需求。主要工作包括建立可持续发展的技术指南，用户需求和适航关注的要点，具体内容涉及到训练要求，测量方法，实验指南，数据要求，设备和软件要求等。

尽管采用了通用性和互换性的措施，但飞行训练模拟器的运行价格还是相当昂贵的。

不过，在以“昂贵”为特征的飞行模拟技术领域中，最令人意外的崛起，可能是小小的电子游戏了。