基于某模型自由飛試驗(yàn)的測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)

安玉嬌，劉朝君，井　立

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所，西安　710089)

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基于某模型自由飛試驗(yàn)的測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)

安玉嬌，劉朝君，井立

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所，西安710089)

摘要：針對(duì)模型自由飛試驗(yàn)的技術(shù)要求，設(shè)計(jì)了某模型自由飛試驗(yàn)使用的測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)，針對(duì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)要點(diǎn)突破了多項(xiàng)關(guān)鍵問題，給出了系統(tǒng)關(guān)鍵點(diǎn)的設(shè)計(jì)方法和具體實(shí)現(xiàn)過程，并結(jié)合實(shí)例和仿真給出了相應(yīng)的結(jié)果，通過地面試驗(yàn)對(duì)整個(gè)測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)的性能進(jìn)行測(cè)試，包括地面及機(jī)載收發(fā)信機(jī)的接收靈敏度測(cè)試、系統(tǒng)時(shí)延測(cè)試等，試驗(yàn)結(jié)果表明，收發(fā)信機(jī)接收靈敏度及鏈路延時(shí)等指標(biāo)都能滿足模型自由飛試驗(yàn)的要求;對(duì)同類型系統(tǒng)設(shè)計(jì)有重要參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：測(cè)控系統(tǒng)；信息傳輸系統(tǒng)；模型自由飛

0引言

模型自由飛試驗(yàn)是當(dāng)代航空技術(shù)必不可少的研究手段之一。在型號(hào)飛行試驗(yàn)中，一些極限飛行狀態(tài)的試驗(yàn)，如失速/尾旋、過失速機(jī)動(dòng)等，由于試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)太大、代價(jià)太高，為了降低風(fēng)險(xiǎn)，避免盲目性，用模型自由飛試驗(yàn)進(jìn)行預(yù)先探索是一種有效的研究手段[1]。在傳統(tǒng)的模型自由飛試驗(yàn)中，地面操縱飛行員只能依靠視距操縱模型驗(yàn)證機(jī)(簡稱模型)完成試飛科目，試驗(yàn)范圍有限，天氣等外在因素對(duì)試驗(yàn)的影響較大，對(duì)于模型飛行姿態(tài)、速度和高度等關(guān)鍵信息的獲取只能依賴于操縱飛行員的經(jīng)驗(yàn)，所以這種試驗(yàn)方法效率較低，試驗(yàn)失敗率較大，且對(duì)于操縱飛行員的心理素質(zhì)及能力要求極高，如果速度和高度判斷不準(zhǔn)，容易導(dǎo)致模型回收失敗，造成嚴(yán)重經(jīng)濟(jì)損失。在模型自由飛試驗(yàn)中利用測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)超視距操縱模型進(jìn)行試驗(yàn)的目的。

測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)是地面任務(wù)站與模型之間聯(lián)系的唯一通道，承擔(dān)著對(duì)模型飛行控制指令的抗干擾傳輸，并將采集到的設(shè)備狀態(tài)、關(guān)鍵試驗(yàn)數(shù)據(jù)等信息實(shí)時(shí)傳回到地面任務(wù)站各單元的任務(wù)。目前，對(duì)測(cè)控與信息傳輸技術(shù)的應(yīng)用與介紹大多是針對(duì)無人機(jī)系統(tǒng)或多無人機(jī)系統(tǒng)而言的[2-3]，與無人機(jī)飛行和執(zhí)行任務(wù)的特點(diǎn)都密切相關(guān)。本文從模型自由飛試驗(yàn)任務(wù)的特點(diǎn)出發(fā)，詳細(xì)討論了基于某模型自由飛試驗(yàn)的測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)全過程，并通過地面試驗(yàn)結(jié)果分析了測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)的重要性能。

1測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)要點(diǎn)分析

模型自由飛試驗(yàn)可降低全尺寸飛機(jī)的試飛風(fēng)險(xiǎn)，尤其在大迎角特性飛行試驗(yàn)中，利用模型自由飛試驗(yàn)結(jié)果來分析全尺寸飛機(jī)的大迎角飛行特性，可以對(duì)全尺寸飛機(jī)的飛行試驗(yàn)、飛行動(dòng)作設(shè)計(jì)提供依據(jù)，避免其盲目性。根據(jù)模型自由飛試驗(yàn)的特點(diǎn)，對(duì)測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)要點(diǎn)進(jìn)行了如下分析：

1)模型進(jìn)入失速、尾旋飛行狀態(tài)時(shí)，其機(jī)動(dòng)性很強(qiáng)，姿態(tài)變化急劇，例如其方位姿態(tài)變化有時(shí)可達(dá)200°/s，為保證信號(hào)傳輸?shù)目煽啃裕仨毧紤]由于模型姿態(tài)劇烈變化可能引起的機(jī)載天線遮擋問題。

2)模型在空中進(jìn)行失速、尾旋的飛行試驗(yàn)時(shí)間持續(xù)較短，對(duì)于無動(dòng)力模型自由飛試驗(yàn)而言，從模型經(jīng)載機(jī)投放到最終開傘落地的時(shí)間大約為20 s，這就要求模型驗(yàn)證系統(tǒng)數(shù)據(jù)鏈路傳輸具有較高的實(shí)時(shí)性，以保證能夠及時(shí)地獲取飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

3)試驗(yàn)過程中，模型的下降高度變化迅速，法向過載比較大，要求地面跟蹤設(shè)備在俯仰方向上要具備較高的跟蹤性能。在測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)中應(yīng)保證系統(tǒng)具備較精準(zhǔn)的測(cè)距和測(cè)角功能。

4)一般情況下，模型都是其對(duì)應(yīng)機(jī)型的縮比形式，所以其體積相對(duì)較小，其所能容納機(jī)載設(shè)備的空間很有限，這對(duì)機(jī)載設(shè)備的小型化設(shè)計(jì)技術(shù)提出了較高的要求。

5)對(duì)于無動(dòng)力模型自由飛而言，回收方式一般為傘降回收，如果開傘不利或傘降高度不夠的話，可能會(huì)使模型在觸地時(shí)承受較大的沖擊；對(duì)于帶動(dòng)力模型自由飛而言，其發(fā)動(dòng)機(jī)一般具有較大的振動(dòng)，這就要求機(jī)載設(shè)備具有較高的抗沖擊能力和抗振特性。

模型測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)的研制必須充分考慮模型自由飛試驗(yàn)的特點(diǎn)，在機(jī)載天線組合，鏈路傳輸實(shí)時(shí)性、準(zhǔn)確性和可靠性，跟蹤模型試驗(yàn)動(dòng)作快速性，機(jī)載設(shè)備抗振及抗沖擊能力等方面都提出了比較高的要求。

2測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)設(shè)計(jì)

2.1系統(tǒng)功能描述

測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)主要由機(jī)載測(cè)控設(shè)備和地面測(cè)控設(shè)備兩大部分組成。機(jī)載測(cè)控設(shè)備通過遙測(cè)鏈路將采集到的圖像信息和飛行參數(shù)傳送至地面站，然后地面測(cè)控設(shè)備對(duì)遙測(cè)鏈路數(shù)據(jù)進(jìn)行解調(diào)和解碼并送至地面站的顯控系統(tǒng)進(jìn)行顯示，操縱飛行員根據(jù)飛行狀態(tài)和飛行參數(shù)等信息，使用飛行操縱系統(tǒng)來控制模型飛行。地面飛行控制計(jì)算機(jī)根據(jù)操縱信息，解算出控制指令，通過地面測(cè)控設(shè)備中的遙控發(fā)射系統(tǒng)上傳給模型，機(jī)載測(cè)控設(shè)備接收到指令后通過飛行控制系統(tǒng)生成控制信號(hào)，驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)來控制模型的飛行。圖1和圖2 分別為機(jī)載和地面測(cè)控設(shè)備組成原理圖。

圖1　機(jī)載測(cè)控設(shè)備組成原理圖

圖2　地面測(cè)控設(shè)備組成原理圖

2.2機(jī)載系統(tǒng)天線設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)的線極化天線在飛機(jī)機(jī)動(dòng)性較大或者受到機(jī)體遮擋等因素影響時(shí)，自身設(shè)計(jì)不足或受機(jī)體的影響，會(huì)形成“凹坑”，即某些俯仰角度上天線的增益較低。

當(dāng)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性較小時(shí)，通過合理設(shè)計(jì)天線的方向圖或者在飛機(jī)機(jī)體上選擇天線的合適位置，能夠避免“凹坑”在使用過程中出現(xiàn)。然而在使用模型進(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)，其機(jī)動(dòng)性一般都很高，這就使得“凹坑”可能會(huì)在某個(gè)俯仰角度上出現(xiàn)，當(dāng)模型一直以該姿態(tài)飛行時(shí)，就會(huì)造成機(jī)載與地面之間信號(hào)產(chǎn)生中斷，影響飛行安全。

為了解決該問題，在測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)中，機(jī)載采用雙天線組合工作，即在模型合適位置上安裝兩個(gè)機(jī)載天線，兩個(gè)天線的方向圖能夠在每個(gè)方向上都能夠達(dá)到設(shè)計(jì)的天線增益，使得飛機(jī)在高機(jī)動(dòng)狀態(tài)下以保持接收或者發(fā)射信號(hào)穩(wěn)定，保證飛行試驗(yàn)的安全。

2.3遙控傳輸編碼方式確定和實(shí)現(xiàn)

遙控采用DS(直接序列擴(kuò)頻)+QPSK(四相相移鍵控)調(diào)制體制。直接序列擴(kuò)頻具有很好的抗多徑和抗有源干擾的能力，QPSK調(diào)制是一種具有較高頻帶利用率和良好的抗噪聲性能的調(diào)制方式。

對(duì)于遙控?cái)?shù)據(jù)，若采用交織編碼加卷積編碼的方式，會(huì)加大遙控指令的傳輸時(shí)延。本系統(tǒng)采用了(4，3，7)卷積編碼方式，按照數(shù)據(jù)傳輸速率為50 kbps計(jì)算，可獲得約3.5 dB的編碼增益，且在一定程度上能滿足系統(tǒng)時(shí)延的要求。

在擴(kuò)頻碼率的選擇上，考慮到系統(tǒng)帶寬和抗干擾能力，選用的擴(kuò)頻碼率為6.144 Mchip/s，其擴(kuò)頻增益大致為20 dB。圖3為遙控編碼和調(diào)制體制實(shí)現(xiàn)框圖。

圖3　加入編碼和采用QPSK的遙控鏈路調(diào)制實(shí)現(xiàn)框圖

2.4遙測(cè)和圖像傳輸編碼方式確定和實(shí)現(xiàn)

遙測(cè)和圖像采用同一鏈路進(jìn)行傳輸，為了簡化系統(tǒng)設(shè)計(jì)并達(dá)到性能優(yōu)化的目的，采用UQPSK調(diào)制域復(fù)合傳輸體制，即不平衡QPSK調(diào)制方式，實(shí)質(zhì)是同頻正交的BPSK(二相相移鍵控)調(diào)制信號(hào)的復(fù)合。其中圖像支路分配較高的功率，遙測(cè)信號(hào)相對(duì)于圖像而言碼率很低，只需要分配較小的功率。進(jìn)行BPSK調(diào)制之前，首先對(duì)遙測(cè)信號(hào)進(jìn)行直接序列擴(kuò)頻，達(dá)到圖像信號(hào)的帶寬，然后進(jìn)行復(fù)合傳輸。

對(duì)于圖像數(shù)據(jù)，可采用RS(255，223)+ (2，1，7)卷積編碼方式，可獲得約7 dB的編碼增益。

對(duì)于遙測(cè)數(shù)據(jù)，為保證數(shù)據(jù)傳輸?shù)牡脱訒r(shí)性，也沒有采用交織編碼加卷積編碼的方式，而同樣采用(4，3，7)卷積編碼方式，按照遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸速率為100 kbps計(jì)算，可獲得約3.5 dB的編碼增益。遙測(cè)的擴(kuò)頻碼率與遙控相同，這樣擴(kuò)頻增益大致為15 dB。加入編碼和采用UQPSK的遙測(cè)和圖像鏈路調(diào)制實(shí)現(xiàn)如圖4所示。

圖4加入編碼和采用UQPSK的遙測(cè)和圖像鏈路調(diào)制實(shí)現(xiàn)框圖

2.5圖像壓縮處理技術(shù)仿真分析

為了更好地對(duì)模型進(jìn)行操縱，操縱飛行員要能夠很好地觀察到模型的飛行姿態(tài)，故對(duì)圖像壓縮質(zhì)量要求較高。

為了保證較高的視頻質(zhì)量，系統(tǒng)選用目前應(yīng)用最多的視頻圖像壓縮標(biāo)準(zhǔn)H.264進(jìn)行視頻圖像的壓縮。H.264在數(shù)據(jù)處理過程中采用了整數(shù)DCT變換，多種模式的幀內(nèi)、幀間預(yù)測(cè)，可變長編碼等編碼性能較高的技術(shù)。

圖5給出了在輸入為單幀大小為720×576的標(biāo)準(zhǔn)測(cè)試序列，碼率為2 M，幀率為25幀/秒的情況下仿真結(jié)果中某一幀的比較圖。如圖5(a)，(b)所示，解碼圖像主觀質(zhì)量幾乎沒有差別。

經(jīng)過仿真比較，從解碼圖像重建時(shí)間和編碼質(zhì)量兩方面綜合考慮，采用每5幀一個(gè)I幀的H.264算法，用2 Mbps傳輸速率傳輸分辨率為(720×576)的輸入圖像，能夠很好的滿足本系統(tǒng)的技術(shù)要求。

2.6系統(tǒng)跟蹤定位功能實(shí)現(xiàn)

為實(shí)現(xiàn)對(duì)模型機(jī)的跟蹤定位，必須實(shí)時(shí)獲得模型的方位和距離信息，因此，系統(tǒng)必須具備對(duì)模型機(jī)進(jìn)行測(cè)距和測(cè)角的功能。

系統(tǒng)采用偽碼測(cè)距技術(shù)實(shí)現(xiàn)對(duì)模型的測(cè)距功能。偽碼測(cè)距可以直接利用遙控遙測(cè)信號(hào)的擴(kuò)頻傳輸體制，不需要額外增加頻率和硬件資源，只需要在FPGA平臺(tái)中嵌入相應(yīng)的處理算法，具體方法如下：

在PN碼捕獲跟蹤后，利用接收的PN控制遙測(cè)數(shù)據(jù)的PN擴(kuò)頻序列相位。在地面接收設(shè)備中，接收到的遙測(cè)數(shù)據(jù)幀和地面發(fā)送遙控?cái)?shù)據(jù)幀的位數(shù)差以及其PN序列的相位差也就對(duì)應(yīng)著遙測(cè)遙控?cái)?shù)據(jù)在空中傳播的時(shí)間延遲，距離就是利用這兩個(gè)比較值來計(jì)算的，如圖6，圖7所示。

圖6　測(cè)距系統(tǒng)機(jī)載單元

圖7　測(cè)距系統(tǒng)地面單元

模型在空中進(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)與地面系統(tǒng)的角度關(guān)系始終是變化的，這就需要地面天線具有跟蹤能力以保證鏈路通暢，對(duì)模型的“定位”功能要求系統(tǒng)的測(cè)角精度較高。本系統(tǒng)采用“單脈沖”跟蹤體制，采用數(shù)字伺服接收機(jī)對(duì)兩路接收天線的信號(hào)進(jìn)行接收并處理，解調(diào)出角度信息。角度信息送給天線控制單元，驅(qū)動(dòng)方位電機(jī)使得天線指向模型。此外，還可以與GPS導(dǎo)航定位數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，以提高定位精度。

3試驗(yàn)結(jié)果及分析

3.1試驗(yàn)概述

通過地面試驗(yàn)對(duì)整個(gè)測(cè)控與信息傳輸系統(tǒng)的性能進(jìn)行測(cè)試，主要包括地面/機(jī)載收發(fā)信機(jī)的接收靈敏度測(cè)試、系統(tǒng)時(shí)延測(cè)試、數(shù)據(jù)傳輸速率測(cè)試以及測(cè)距功能測(cè)試等多個(gè)方面。由于篇幅有限，下面僅給出地面/機(jī)載收發(fā)信機(jī)的接收靈敏度測(cè)試及系統(tǒng)時(shí)延的測(cè)試方法及結(jié)果，并進(jìn)行相應(yīng)的分析。

3.2地面/機(jī)載收發(fā)信機(jī)的接收靈敏度測(cè)試

接收靈敏度用門限電平值進(jìn)行表征，檢測(cè)當(dāng)鏈路衰減達(dá)到指標(biāo)要求的數(shù)值時(shí)，遙控、遙測(cè)及圖像鏈路是否能夠穩(wěn)定建立，并且傳輸誤碼率是否滿足指標(biāo)要求。接收靈敏度測(cè)試原理如圖8所示。

圖8　接收靈敏度測(cè)試原理

機(jī)載收發(fā)信機(jī)接收靈敏度測(cè)試方法：將遙控鏈路總衰減值調(diào)為固定值，設(shè)備加電，工作于默認(rèn)頻點(diǎn)，等待鏈路工作穩(wěn)定；通過調(diào)節(jié)可調(diào)衰減器的衰減值，使機(jī)載收發(fā)信機(jī)入口處的電平設(shè)定在門限電平附件，并且確保遙控鏈路可穩(wěn)定工作；按照接口協(xié)議用串口調(diào)試軟件以15 ms為周期發(fā)送遙控?cái)?shù)據(jù)，查看對(duì)應(yīng)的機(jī)載輸出端有無正確的數(shù)據(jù)輸出，逐漸增大衰減值，并記錄最大衰減值；將可調(diào)衰減器調(diào)至0 dB，利用功率計(jì)測(cè)試機(jī)載設(shè)備遙控信號(hào)輸入端的功率，該功率值減去記錄的最大衰減值即為遙控信號(hào)的接收靈敏度。遙測(cè)及圖像信號(hào)的接收靈敏度測(cè)試方法原理相同，不再贅述。表1為機(jī)載收發(fā)信機(jī)接收靈敏度測(cè)試值。序號(hào)1~12表示對(duì)應(yīng)1~12個(gè)頻點(diǎn)。

通過表1中的測(cè)試數(shù)據(jù)可知機(jī)載收發(fā)信機(jī)的接收門限電平值均小于-110 dBM，滿足指標(biāo)要求。

3.3系統(tǒng)實(shí)時(shí)性測(cè)試

時(shí)間延遲是指以地面飛行控制計(jì)算機(jī)發(fā)送測(cè)試數(shù)據(jù)的時(shí)間點(diǎn)為起始點(diǎn)，數(shù)據(jù)經(jīng)過遙控遙測(cè)鏈路傳輸再次回到地面飛行控制計(jì)算機(jī)時(shí)所經(jīng)歷的時(shí)間間隔。測(cè)試數(shù)據(jù)選取1~100，地面飛行控制計(jì)算機(jī)以自己的時(shí)鐘為周期發(fā)送測(cè)試數(shù)據(jù)，第一次發(fā)送

表1　機(jī)載收發(fā)信機(jī)接收靈敏度測(cè)試值

從1開始，每個(gè)周期發(fā)送數(shù)值累加1，當(dāng)數(shù)值累加到100并發(fā)送完成后，再將數(shù)值設(shè)回1，循環(huán)累加往復(fù)發(fā)送；機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)在遙控?cái)?shù)據(jù)幀中取出相應(yīng)的測(cè)試數(shù)據(jù)，并填到遙測(cè)數(shù)據(jù)幀中發(fā)送回地面飛行控制計(jì)算機(jī)。

圖9為時(shí)間延遲測(cè)試數(shù)據(jù)，實(shí)線表示地面飛行控制計(jì)算機(jī)接收的測(cè)試數(shù)據(jù)，虛線表示地面飛行控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的測(cè)試數(shù)據(jù)；橫軸表示時(shí)間，縱軸表示設(shè)定的測(cè)試數(shù)據(jù)1~100。

圖9　時(shí)間延時(shí)測(cè)試數(shù)據(jù)

選取圖中每個(gè)鋸齒波頂端為分析點(diǎn)，實(shí)線滯后于虛線，從圖中可測(cè)出時(shí)間延遲平均為90 ms，滿足模型自由飛試驗(yàn)對(duì)于系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性要求。

對(duì)于測(cè)控信號(hào)傳輸延遲主要由兩個(gè)部分構(gòu)成，一部分為采用編譯碼的傳輸延遲，一部分為接口處理時(shí)的緩存延遲。 對(duì)于編譯碼來說，遙測(cè)和遙控采用了(4，3，7)卷積編碼，信道延遲約為370個(gè)碼元。若遙控速率按50 kbps，遙測(cè)速率按100 kbps計(jì)算，則遙控鏈路的編譯碼延遲為7.4 ms，遙測(cè)鏈路的編譯碼延遲為3.7 ms。接口處理時(shí)的緩存延遲一般為3個(gè)數(shù)據(jù)幀的延遲，同樣按照上面假設(shè)的速率值進(jìn)行計(jì)算，則遙控鏈路的編譯碼延遲為30 ms，遙測(cè)鏈路的編譯碼延遲為15 ms。為此，遙控?cái)?shù)據(jù)傳輸延遲總的時(shí)間可小于40 ms，遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸延遲總的時(shí)間可小于20 ms。所以傳輸延遲總時(shí)間約為60 ms，但是系統(tǒng)總的延時(shí)需要考慮地面及機(jī)載計(jì)算機(jī)的處理時(shí)間，還有在其他介質(zhì)中傳播所花費(fèi)的時(shí)間，所以測(cè)出時(shí)間延遲為90 ms，大于理論計(jì)算值是合理的。

4小結(jié)

從系統(tǒng)的試驗(yàn)結(jié)果來看，系統(tǒng)達(dá)到了某模型自由飛驗(yàn)證試驗(yàn)技術(shù)要求，并成功完成了某模型自由飛驗(yàn)證試驗(yàn)。系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，多項(xiàng)測(cè)控與信息傳輸關(guān)鍵技術(shù)的突破與應(yīng)用，使得系統(tǒng)的性能得到了很大的提升。

參考文獻(xiàn)：

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Design of TT&C and Information Transmission System Based on a Model Free Flight Test

An Yujiao, Liu Zhaojun, Jing Li

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an710089,China)

Abstract:According to the technical requirements of free flight test, a tracking,telemetery and command(TT&C) and information transmission system used in model free flight test is designed. A number of key issues are broken through according to the system design requirements. The key design method and implementation process of the system are presented. The performance of the TT&C and information transmission system is tested through the ground test,including the receiver sensitivity performance test, the system delay performance test, and other kinds of performance tests. The test results show that the receiver sensitivity and link delay can meet the requirements of the model free flight test. It has an important reference value to the same kind of system.

Keywords:tracking;telemetery and command(TT&C) system;information transmission system; model free flight test

文章編號(hào)：1671-4598(2016)02-0111-03

DOI：10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.02.030

中圖分類號(hào)：V279

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

作者簡介：安玉嬌(1983-)，女，河北唐山人，工程師，主要從事無人機(jī)與模型飛行試驗(yàn)技術(shù)方向的研究。劉朝君(1986-)，女，陜西西安人，工程師，主要從事無人機(jī)與模型飛行試驗(yàn)技術(shù)方向的研究。

收稿日期：2015-10-06；修回日期：2015-12-28。