2024年第1期
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本期专栏:民用飞机舱门设计技术研究
2024(1):1-6, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.001
摘要：
民用飞机舱门的完全互换可以有效降低生产成本和运营成本，国外先进机型已经可以实现大型舱门的完全互换，我国民机舱门制造还普遍采用修切蒙皮的方式，尚未实现完全互换。为了提高民机产品竞争力，实现舱门的完全互换势在必行。分析了民用飞机完全互换舱门设计技术难点，给出了一种完全互换舱门设计技术解决方案，包括实施过程流程图、实施方法分解说明等。详细阐述了以六自由度姿态调整为主的舱门安装调整技术，以累积容差计算为主的舱门容差管理技术，基于舱门的安装调整结果、容差管理结果、刚度匹配结果的关键零组件设计补偿技术等完全互换舱门关键技术，为民用飞机完全互换舱门设计提供了参考，可以推广应用于民用飞机半堵塞式等形式的舱门设计中。
民用飞机舱门的完全互换可以有效降低生产成本和运营成本，国外先进机型已经可以实现大型舱门的完全互换，我国民机舱门制造还普遍采用修切蒙皮的方式，尚未实现完全互换。为了提高民机产品竞争力，实现舱门的完全互换势在必行。分析了民用飞机完全互换舱门设计技术难点，给出了一种完全互换舱门设计技术解决方案，包括实施过程流程图、实施方法分解说明等。详细阐述了以六自由度姿态调整为主的舱门安装调整技术，以累积容差计算为主的舱门容差管理技术，基于舱门的安装调整结果、容差管理结果、刚度匹配结果的关键零组件设计补偿技术等完全互换舱门关键技术，为民用飞机完全互换舱门设计提供了参考，可以推广应用于民用飞机半堵塞式等形式的舱门设计中。
2024(1):7-12, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.002
摘要：
基于AC25-19A的最新要求，在民机舱门安全性评估过程中，考虑应急门的使用环境、操作频次，识别了隐蔽失效、磨损失效。针对隐蔽失效、磨损失效，建立了舱门系统候选审定维修要求（CCMR）分析流程，并给出了隐蔽故障风险暴露时间及失效概率的计算方法，确定了维修任务内容及间隔，形成了舱门系统候选审定维修要求的分析方法。同时，制定CCMR项目后迭代评估了舱门的安全性影响，结果表明：制定的CCMR项目能在保障安全性指标要求的前提下，及时探查应急门重要的隐蔽失效、磨损失效，CCMR项任务间隔合理。
基于AC25-19A的最新要求，在民机舱门安全性评估过程中，考虑应急门的使用环境、操作频次，识别了隐蔽失效、磨损失效。针对隐蔽失效、磨损失效，建立了舱门系统候选审定维修要求（CCMR）分析流程，并给出了隐蔽故障风险暴露时间及失效概率的计算方法，确定了维修任务内容及间隔，形成了舱门系统候选审定维修要求的分析方法。同时，制定CCMR项目后迭代评估了舱门的安全性影响，结果表明：制定的CCMR项目能在保障安全性指标要求的前提下，及时探查应急门重要的隐蔽失效、磨损失效，CCMR项任务间隔合理。
2024(1):13-20, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.003
摘要：
民用飞机门框止动块是传递舱门载荷到机身结构的重要组件，止动块与止动钉的接触状态很大程度会影响载荷传递效率及结构可靠性。在舱门止动钉与止动块配合过程中，止动钉在接触面相对止动块会存在偏离理想设计接触状态的情况。为了评估面内接触偏移因素对止动块承载强度可靠性的影响情况，基于Isight平台集成ABAQUS软件和疲劳强度计算工具，通过量化接触偏移随机变量及其分布模型，采用蒙特卡罗法对随机变量抽样，形成一套参数化自动分析流程。经过多次循环抽样模拟计算，结合强度及疲劳计算准则分析接触面内偏移对止动块静强度、疲劳强度可靠性的影响规律。结果表明：在给定允许接触偏移量范围内，止动块的静强度、疲劳强度可靠性较高，超过3σ原则要求的99.73%，验证了止动块结构设计的合理性，该参数化自动计算流程可为机身结构的可靠性分析提供参考。
民用飞机门框止动块是传递舱门载荷到机身结构的重要组件，止动块与止动钉的接触状态很大程度会影响载荷传递效率及结构可靠性。在舱门止动钉与止动块配合过程中，止动钉在接触面相对止动块会存在偏离理想设计接触状态的情况。为了评估面内接触偏移因素对止动块承载强度可靠性的影响情况，基于Isight平台集成ABAQUS软件和疲劳强度计算工具，通过量化接触偏移随机变量及其分布模型，采用蒙特卡罗法对随机变量抽样，形成一套参数化自动分析流程。经过多次循环抽样模拟计算，结合强度及疲劳计算准则分析接触面内偏移对止动块静强度、疲劳强度可靠性的影响规律。结果表明：在给定允许接触偏移量范围内，止动块的静强度、疲劳强度可靠性较高，超过3σ原则要求的99.73%，验证了止动块结构设计的合理性，该参数化自动计算流程可为机身结构的可靠性分析提供参考。
总体气动
2024(1):21-27, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.004
摘要：
服役经验表明，由于各种复杂因素，航空发动机和辅助动力装置非包容性转子失效仍会发生。为了分析发动机和辅助动力装置非包容性转子失效给飞机带来的危害，结合咨询通告AC20-128A的要求以及飞机设计的工程经验，开展了不同类型的转子失效模型设计研究。首先介绍了不同类型的碎片定义，其次根据不同的设计要求以及适应场景对转子失效模型进行了定义与分类，最后对不同的转子失效模型的构建方法、设计要点及应用进行了阐述，对于民用飞机发动机和辅助动力装置非包容性转子失效模型的设计与工程应用具有一定的指导意义。
服役经验表明，由于各种复杂因素，航空发动机和辅助动力装置非包容性转子失效仍会发生。为了分析发动机和辅助动力装置非包容性转子失效给飞机带来的危害，结合咨询通告AC20-128A的要求以及飞机设计的工程经验，开展了不同类型的转子失效模型设计研究。首先介绍了不同类型的碎片定义，其次根据不同的设计要求以及适应场景对转子失效模型进行了定义与分类，最后对不同的转子失效模型的构建方法、设计要点及应用进行了阐述，对于民用飞机发动机和辅助动力装置非包容性转子失效模型的设计与工程应用具有一定的指导意义。
2024(1):28-33, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.005
摘要：
PCI总线属于处理器系统的局部总线范畴，作为系统总线的延伸，PCI总线的主要目的是为了连接处理器与外部设备。自从PCI总线规范提出以后，迅速得到了广大厂商的认可与推广，进而在处理器体系结构中始终占据着重要的位置。从软件使用的角度来看，PCI总线的空间配置属于一项重要内容。通过分析PCI总线空间配置的基本原理，并且结合PPC处理器架构下PCI设备空间配置的具体要求，详细介绍了软件使用层面的PCI配置原理及技术实现细节，并且给出了相关的示例代码。
PCI总线属于处理器系统的局部总线范畴，作为系统总线的延伸，PCI总线的主要目的是为了连接处理器与外部设备。自从PCI总线规范提出以后，迅速得到了广大厂商的认可与推广，进而在处理器体系结构中始终占据着重要的位置。从软件使用的角度来看，PCI总线的空间配置属于一项重要内容。通过分析PCI总线空间配置的基本原理，并且结合PPC处理器架构下PCI设备空间配置的具体要求，详细介绍了软件使用层面的PCI配置原理及技术实现细节，并且给出了相关的示例代码。
结构强度
2024(1):34-39, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.006
摘要：
民用飞机高平尾布局可减小平尾处的下洗与速度阻滞，具有更高的平尾效率，同时高平尾的非对称载荷会构成垂尾载荷的严重情况。提出高平尾飞机侧滑工况下平尾升力的理论计算公式，得到了平尾升力随侧滑角变化的计算方程。然后，采用CFD方法对非对称侧滑来流下的高平尾载荷进行了仿真分析，验证了所提出计算公式的正确性。进一步结合理论计算方程和全机CFD流场仿真结果，确定了不同变量对高平尾非对称载荷的影响程度，可为高平尾飞机的非对称载荷设计提供设计依据。
民用飞机高平尾布局可减小平尾处的下洗与速度阻滞，具有更高的平尾效率，同时高平尾的非对称载荷会构成垂尾载荷的严重情况。提出高平尾飞机侧滑工况下平尾升力的理论计算公式，得到了平尾升力随侧滑角变化的计算方程。然后，采用CFD方法对非对称侧滑来流下的高平尾载荷进行了仿真分析，验证了所提出计算公式的正确性。进一步结合理论计算方程和全机CFD流场仿真结果，确定了不同变量对高平尾非对称载荷的影响程度，可为高平尾飞机的非对称载荷设计提供设计依据。
2024(1):40-45, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.007
摘要：
倾转旋翼飞机翼尖有一台可旋转的发动机带动两旋翼，实现飞机垂直起降和水平飞行，倾转部分是其区别于普通飞机的独特结构。通过对比研究，设计了一种可以实现旋翼旋转的结构，以及发动机布置等相关结构，该结构使用三只行星齿轮，满足载荷均布性，使结构具备实用性、稳定性和可靠性，设计可以模块化生产。采用定量研究，对相关结构在飞机几种主要飞行状态时的受力情况进行了简单的力学分析，对转轴强度、转轴直径、旋转用电机、机翼末端的强度要求等进行初步的理论计算。研究发现，倾旋转部分和机体部分的重心相对于机翼转轴的位置，对机翼的扭矩大小有重大影响。本研究为此类飞机的研发提供一些基础的设计及理论数值计算。
倾转旋翼飞机翼尖有一台可旋转的发动机带动两旋翼，实现飞机垂直起降和水平飞行，倾转部分是其区别于普通飞机的独特结构。通过对比研究，设计了一种可以实现旋翼旋转的结构，以及发动机布置等相关结构，该结构使用三只行星齿轮，满足载荷均布性，使结构具备实用性、稳定性和可靠性，设计可以模块化生产。采用定量研究，对相关结构在飞机几种主要飞行状态时的受力情况进行了简单的力学分析，对转轴强度、转轴直径、旋转用电机、机翼末端的强度要求等进行初步的理论计算。研究发现，倾旋转部分和机体部分的重心相对于机翼转轴的位置，对机翼的扭矩大小有重大影响。本研究为此类飞机的研发提供一些基础的设计及理论数值计算。
机载系统
2024(1):46-51, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.008
摘要：
随着通信技术的不断发展，民用飞机的通信手段也日益更新。目前民用飞机的通信方式主要包括三种，分别为高频（high frequency）通信系统、甚高频（very high frequency）通信系统和卫星通信（satellite communication）系统。天线是通信系统设备的最后一级，其结构与性能的好坏将影响整个无线电系统的通信质量。简要介绍了高频和卫星通信天线的基本辐射原理以及工程实例。高频通信天线采用回线天线的形式，卫星通信天线采用2×6的相控阵天线形式，相控阵天线单元采用缝隙耦合馈电的微带贴片天线形式，最后对通信天线的发展进行了展望。
随着通信技术的不断发展，民用飞机的通信手段也日益更新。目前民用飞机的通信方式主要包括三种，分别为高频（high frequency）通信系统、甚高频（very high frequency）通信系统和卫星通信（satellite communication）系统。天线是通信系统设备的最后一级，其结构与性能的好坏将影响整个无线电系统的通信质量。简要介绍了高频和卫星通信天线的基本辐射原理以及工程实例。高频通信天线采用回线天线的形式，卫星通信天线采用2×6的相控阵天线形式，相控阵天线单元采用缝隙耦合馈电的微带贴片天线形式，最后对通信天线的发展进行了展望。
2024(1):52-59, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.009
摘要：
对两型典型APU进行权衡研究，主要研究APU部件、构型、起动发电系统、变速技术、燃油模块和防喘控制，得到不同本体形式优缺点。民用客机APU基本采用离心压气机，回流式环形燃烧室和轴流涡轮的结构。从动力压气机引气的APU体积小、重量轻、可靠性高，适用于要求重量轻和空间小的支线客机。从负载压气机引气的APU油耗低，引气控制好，更适用于要求低油耗的干线飞机。与分开设计对比，起动/发电机一体化具有重量轻、寿命长、可靠性高的优点。采用变速技术的APU经济性、环保性更好，但控制系统和飞机电源系统要求更高，存在性能裕度不足的风险。采用电机驱动燃油泵，重量轻、控制精度高，但控制系统复杂，燃油流量范围小；APU燃油消耗量大，燃油系统参与导叶和防喘阀控制，一般采用轴驱动燃油泵。从动力压气机引气的APU，一般在设定的工作条件下开关防喘阀；带负载压气机的APU，采用流量法来判别。
对两型典型APU进行权衡研究，主要研究APU部件、构型、起动发电系统、变速技术、燃油模块和防喘控制，得到不同本体形式优缺点。民用客机APU基本采用离心压气机，回流式环形燃烧室和轴流涡轮的结构。从动力压气机引气的APU体积小、重量轻、可靠性高，适用于要求重量轻和空间小的支线客机。从负载压气机引气的APU油耗低，引气控制好，更适用于要求低油耗的干线飞机。与分开设计对比，起动/发电机一体化具有重量轻、寿命长、可靠性高的优点。采用变速技术的APU经济性、环保性更好，但控制系统和飞机电源系统要求更高，存在性能裕度不足的风险。采用电机驱动燃油泵，重量轻、控制精度高，但控制系统复杂，燃油流量范围小；APU燃油消耗量大，燃油系统参与导叶和防喘阀控制，一般采用轴驱动燃油泵。从动力压气机引气的APU，一般在设定的工作条件下开关防喘阀；带负载压气机的APU，采用流量法来判别。
2024(1):60-65, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.010
摘要：
现代民用飞机的自动飞行控制系统是主要的人机交互系统之一，其飞行模式操作控制功能由两大物理部分组成：FMCP硬件与自动飞行控制软件。对于复杂的人机交互功能的验证，需要采用面向开发过程的模型验证方法，首先由系统功能层级到功能模块层级逐级分解飞行模式操作控制功能开发架构，进而从功能模块层级到系统功能层级自下而上设计飞行模式操作控制功能验证架构，最后针对功能验证架构中的集成模型测试阶段，以FMCP速度视窗功能为例，通过对所有相关的人机操作进行分类定义，分别定义了速度目标值的状态转换与动作响应，进而针对定义梳理出完整的速度目标值状态转换与动作响应矩阵，矩阵中的每一个表格均对应着速度目标值的状态转换或者动作操作及其对应的响应情况。为自动飞行模式操作控制的集成模型验证提供了参考。
现代民用飞机的自动飞行控制系统是主要的人机交互系统之一，其飞行模式操作控制功能由两大物理部分组成：FMCP硬件与自动飞行控制软件。对于复杂的人机交互功能的验证，需要采用面向开发过程的模型验证方法，首先由系统功能层级到功能模块层级逐级分解飞行模式操作控制功能开发架构，进而从功能模块层级到系统功能层级自下而上设计飞行模式操作控制功能验证架构，最后针对功能验证架构中的集成模型测试阶段，以FMCP速度视窗功能为例，通过对所有相关的人机操作进行分类定义，分别定义了速度目标值的状态转换与动作响应，进而针对定义梳理出完整的速度目标值状态转换与动作响应矩阵，矩阵中的每一个表格均对应着速度目标值的状态转换或者动作操作及其对应的响应情况。为自动飞行模式操作控制的集成模型验证提供了参考。
2024(1):66-72, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.011
摘要：
扭矩限制器是民用飞机高升力系统中重要的过载保护装置，能够在触发后阻止过量的载荷沿传动线系传递。触发特性的研究对于扭矩限制器的设计有重要的意义。设计了一种滚子-摩擦片式的扭矩限制器，提出了一种球窝结构的建模方法，建立了动力学有限元仿真模型，研究了扭矩加载速率、动静摩擦片初始安装距离、预加碟簧力和球与球窝摩擦系数对触发特性的影响。研究结果表明，扭矩加载速率改变会影响触发时间但不改变触发扭矩值。相同初始安装距离时，触发扭矩分别与碟簧力和摩擦系数呈线性关系。研究为高升力系统的设计提供了参考。
扭矩限制器是民用飞机高升力系统中重要的过载保护装置，能够在触发后阻止过量的载荷沿传动线系传递。触发特性的研究对于扭矩限制器的设计有重要的意义。设计了一种滚子-摩擦片式的扭矩限制器，提出了一种球窝结构的建模方法，建立了动力学有限元仿真模型，研究了扭矩加载速率、动静摩擦片初始安装距离、预加碟簧力和球与球窝摩擦系数对触发特性的影响。研究结果表明，扭矩加载速率改变会影响触发时间但不改变触发扭矩值。相同初始安装距离时，触发扭矩分别与碟簧力和摩擦系数呈线性关系。研究为高升力系统的设计提供了参考。
2024(1):73-78, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.012
摘要：
对于诸如飞机驾驶舱等复杂人机系统，自适应功能分配能实现动态变化下的人机协作方式，使人、机更加协同完成功能，提高系统整体的效能。提出了一种飞机驾驶舱自适应功能分配的方法，该方法采用贝叶斯网络预测当前情境下各个可行的自动化等级的绩效指标，然后基于多属性风险决策来综合所有绩效指标得到最合适的自动化等级。实例表明该方法具有很好的可操作性和灵活性，能为飞机驾驶舱功能分配提供技术支撑。
对于诸如飞机驾驶舱等复杂人机系统，自适应功能分配能实现动态变化下的人机协作方式，使人、机更加协同完成功能，提高系统整体的效能。提出了一种飞机驾驶舱自适应功能分配的方法，该方法采用贝叶斯网络预测当前情境下各个可行的自动化等级的绩效指标，然后基于多属性风险决策来综合所有绩效指标得到最合适的自动化等级。实例表明该方法具有很好的可操作性和灵活性，能为飞机驾驶舱功能分配提供技术支撑。
试验试飞
2024(1):79-85, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.013
摘要：
为研究主动噪声控制技术在涡扇飞机真实飞行环境下的作用效果，基于自适应滤波算法设计了一套主动降噪系统，并在与航线飞机舱内环境完全相同的试飞机上集成安装，挑选航线爬升和不同巡航高度典型飞行试验工况开展试飞试验，通过对试飞数据的分析结果表明：在飞机复杂的飞行环境及舱内声场环境下，主动降噪系统在目标降噪区域仍有明显的降噪效果，且降噪效果与基础噪声有较大的关系，通常是往空间噪声声压级趋于一致的方向调整，基础噪声越大，降噪效果越好；且对低频的噪声控制效果更为稳定，效果更好；并对主动降噪系统在涡扇飞机上的布局方案形成指导建议。
为研究主动噪声控制技术在涡扇飞机真实飞行环境下的作用效果，基于自适应滤波算法设计了一套主动降噪系统，并在与航线飞机舱内环境完全相同的试飞机上集成安装，挑选航线爬升和不同巡航高度典型飞行试验工况开展试飞试验，通过对试飞数据的分析结果表明：在飞机复杂的飞行环境及舱内声场环境下，主动降噪系统在目标降噪区域仍有明显的降噪效果，且降噪效果与基础噪声有较大的关系，通常是往空间噪声声压级趋于一致的方向调整，基础噪声越大，降噪效果越好；且对低频的噪声控制效果更为稳定，效果更好；并对主动降噪系统在涡扇飞机上的布局方案形成指导建议。
基础理论
2024(1):86-94, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.014
摘要：
讨论了石墨烯作为增强相制备石墨烯/树脂材料（graphene/resin materials，简称GR）的方法，分析不同制备工艺的特点。系统阐述了石墨烯改性树脂材料在力学、耐热、导电和耐摩擦等性能上的研究现状，分析了添加石墨烯对树脂材料性能产生影响的规律和机理。结果表明：添加少量石墨烯填料可全面提高树脂材料的综合性能，得到较佳的改善效果。最后基于石墨烯/树脂材料的优异性能总结了石墨烯/树脂材料的应用前景和未来着重探索的方向。
讨论了石墨烯作为增强相制备石墨烯/树脂材料（graphene/resin materials，简称GR）的方法，分析不同制备工艺的特点。系统阐述了石墨烯改性树脂材料在力学、耐热、导电和耐摩擦等性能上的研究现状，分析了添加石墨烯对树脂材料性能产生影响的规律和机理。结果表明：添加少量石墨烯填料可全面提高树脂材料的综合性能，得到较佳的改善效果。最后基于石墨烯/树脂材料的优异性能总结了石墨烯/树脂材料的应用前景和未来着重探索的方向。
2024(1):95-100, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.015
摘要：
针对硫酸阳极化处理后铝合金材料疲劳性能可能会下降的问题，以7075铝合金材料为研究对象，沿材料L向和LT向制造了一批分别进行铬酸阳极化和硫酸阳极化的试验件，对这些试验件开展细节疲劳对比试验，使用三维显微镜观察断口样貌，并根据试验结果计算出两种阳极化在L向和LT向的DFR值。结果表明：两种阳极化处理后7075铝合金疲劳断口样貌基本一致，DFR值也相当，两种阳极化处理后7075铝合金疲劳性能一致，在工程实践中，可以使用硫酸阳极化代替铬酸阳极化。
针对硫酸阳极化处理后铝合金材料疲劳性能可能会下降的问题，以7075铝合金材料为研究对象，沿材料L向和LT向制造了一批分别进行铬酸阳极化和硫酸阳极化的试验件，对这些试验件开展细节疲劳对比试验，使用三维显微镜观察断口样貌，并根据试验结果计算出两种阳极化在L向和LT向的DFR值。结果表明：两种阳极化处理后7075铝合金疲劳断口样貌基本一致，DFR值也相当，两种阳极化处理后7075铝合金疲劳性能一致，在工程实践中，可以使用硫酸阳极化代替铬酸阳极化。
应用与实践
2024(1):101-104, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.016
摘要：
依据民用飞机试飞运营中零部件的故障数据推断该零部件的特性指标，以评估供应商提供的零部件是否满足设计阶段的特性指标要求。研究了假设检验方法在民用飞机零部件特性指标评估工作中的应用，并针对民用飞机研制设计阶段的两类特性指标：望大型特性指标和望小型特性指标，分别给出了基于大样本假设检验方法在民用飞机特性指标评估工作中的应用方法。结合某型设备的故障数据样例，利用提出的假设检验方法，对该设备的望小型特性指标失效率进行了评估。
依据民用飞机试飞运营中零部件的故障数据推断该零部件的特性指标，以评估供应商提供的零部件是否满足设计阶段的特性指标要求。研究了假设检验方法在民用飞机零部件特性指标评估工作中的应用，并针对民用飞机研制设计阶段的两类特性指标：望大型特性指标和望小型特性指标，分别给出了基于大样本假设检验方法在民用飞机特性指标评估工作中的应用方法。结合某型设备的故障数据样例，利用提出的假设检验方法，对该设备的望小型特性指标失效率进行了评估。
2024(1):105-113, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.017
摘要：
民机航电功能的实现通常涉及多个系统，在设计过程中还需要同时兼顾安全性，因而系统架构的综合设计日趋复杂。然而当前民机航电架构设计中缺少安全性考虑，导致设计不足。鉴于此问题，提出面向安全的民机系统架构设计流程，从需求、功能、逻辑、物理分层级进行架构设计，统一定义和分解架构元素，建立每一层模型之间的纵向映射关系，实现了功能的综合分析和多系统集成的架构设计。最后，通过对物理架构故障遍历的方式对架构模型进行故障树分析。姿态显示架构设计的实践结果表明，该方法可以有效应对复杂系统的架构设计，提高系统的整体安全性和工程效率，并促进系统质量的持续优化。
民机航电功能的实现通常涉及多个系统，在设计过程中还需要同时兼顾安全性，因而系统架构的综合设计日趋复杂。然而当前民机航电架构设计中缺少安全性考虑，导致设计不足。鉴于此问题，提出面向安全的民机系统架构设计流程，从需求、功能、逻辑、物理分层级进行架构设计，统一定义和分解架构元素，建立每一层模型之间的纵向映射关系，实现了功能的综合分析和多系统集成的架构设计。最后，通过对物理架构故障遍历的方式对架构模型进行故障树分析。姿态显示架构设计的实践结果表明，该方法可以有效应对复杂系统的架构设计，提高系统的整体安全性和工程效率，并促进系统质量的持续优化。
2024(1):114-120, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.018
摘要：
通过应用电动垂直起降（electric vertical take-off and landing, 简称eVTOL）飞行器可实现零排放的短途快速城市空中出行，缓解地面交通拥堵的问题。但城市地区密集的人口以及eVTOL高度的自动化等因素给飞行安全性也带来了诸多挑战。基于局方对于eVTOL设立的顶层安全性目标，分析了当严重失效发生时，eVTOL飞机级安全性减缓措施——抗坠撞性和整机降落伞两种方式的应用限制与效果。通过对减缓措施的对比分析，提出了一种考虑减缓效果的eVTOL飞行任务剖面，并总结出不同飞行阶段的飞机级安全性影响，得出定量的飞行区域关键高度数值。针对飞行剖面中的高风险区域，提出了降低严重失效概率的预防措施，为eVTOL的安全性设计以及适航管理提供参考。
通过应用电动垂直起降（electric vertical take-off and landing, 简称eVTOL）飞行器可实现零排放的短途快速城市空中出行，缓解地面交通拥堵的问题。但城市地区密集的人口以及eVTOL高度的自动化等因素给飞行安全性也带来了诸多挑战。基于局方对于eVTOL设立的顶层安全性目标，分析了当严重失效发生时，eVTOL飞机级安全性减缓措施——抗坠撞性和整机降落伞两种方式的应用限制与效果。通过对减缓措施的对比分析，提出了一种考虑减缓效果的eVTOL飞行任务剖面，并总结出不同飞行阶段的飞机级安全性影响，得出定量的飞行区域关键高度数值。针对飞行剖面中的高风险区域，提出了降低严重失效概率的预防措施，为eVTOL的安全性设计以及适航管理提供参考。
2024(1):121-127, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.019
摘要：
基于模型的安全性分析（model-based safety analysis，简称MBSA）方法自提出至今，已经日益成熟，更适用于复杂的民机系统。在当前研究和ARP4761A草案的基础上，运用MBSA方法开展民机在运营阶段的失效评估方法研究，其相较传统方法，将运营数据、功能失效和设备故障集合进同一个模型中，更便于开展运行失效评估。首先，定义运行失效评估模型基本元素，梳理模型构建流程，基于Simulink建立包含失效模块的设备级、系统级和飞机级模型。之后，选择某型号飞机外部照明子系统构建模型，利用某机队运营阶段的运行数据开展算例分析。结果表明，基于模型的失效评估与故障树计算结果误差在可接受范围内，同时开展失效模式与影响分析（failure mode and effect analysis，简称FMEA），利用运行数据计算和仿真得到丧失着陆照明功能危险的发生概率，30次仿真结果表明基于运行数据的发生概率在设计值附近波动，整体略大于设计值，但仍满足安全性要求。
基于模型的安全性分析（model-based safety analysis，简称MBSA）方法自提出至今，已经日益成熟，更适用于复杂的民机系统。在当前研究和ARP4761A草案的基础上，运用MBSA方法开展民机在运营阶段的失效评估方法研究，其相较传统方法，将运营数据、功能失效和设备故障集合进同一个模型中，更便于开展运行失效评估。首先，定义运行失效评估模型基本元素，梳理模型构建流程，基于Simulink建立包含失效模块的设备级、系统级和飞机级模型。之后，选择某型号飞机外部照明子系统构建模型，利用某机队运营阶段的运行数据开展算例分析。结果表明，基于模型的失效评估与故障树计算结果误差在可接受范围内，同时开展失效模式与影响分析（failure mode and effect analysis，简称FMEA），利用运行数据计算和仿真得到丧失着陆照明功能危险的发生概率，30次仿真结果表明基于运行数据的发生概率在设计值附近波动，整体略大于设计值，但仍满足安全性要求。
2024(1):128-131, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.020
摘要：
某民用直升机拟装配先进航空电子系统，更多的功能将由软件实现，该型机在适航取证过程中将涉及大量机载软件的适航审查，需在项目早期明确机载软件的审查思路和原则。在调研国外审定局方关于机载软件适航审查的程序和方法的基础上，根据国内审定实践，结合该型机实际情况，对其机载软件的审查思路和原则进行了研究。具体提出了两方面审查原则，一是提出基于风险的方法确定审查介入程度，二是提出工具鉴定数据的复用原则，以及先前开发软件的可接受的符合性方法。作为对该型机机载软件的适航审查的预先研究，可为该型机的研制单位和适航审查团队提供一定的参考。
某民用直升机拟装配先进航空电子系统，更多的功能将由软件实现，该型机在适航取证过程中将涉及大量机载软件的适航审查，需在项目早期明确机载软件的审查思路和原则。在调研国外审定局方关于机载软件适航审查的程序和方法的基础上，根据国内审定实践，结合该型机实际情况，对其机载软件的审查思路和原则进行了研究。具体提出了两方面审查原则，一是提出基于风险的方法确定审查介入程度，二是提出工具鉴定数据的复用原则，以及先前开发软件的可接受的符合性方法。作为对该型机机载软件的适航审查的预先研究，可为该型机的研制单位和适航审查团队提供一定的参考。
2024(1):132-136, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.021
摘要：
一些航天飞行器的前舱为端头和舱体组合结构，无防护层试装后分解，通过分别粘接防护层再次进行装配，装配中需保证对接面台阶值符合要求。针对端头已粘接防护层但舱体未粘接防护层，装配中无法保证对接面台阶值的问题，根据端头结构和扫描精测数据，建立了端头坐标轴，设计了测量数据差值换算法和台阶值判断合格的方法，在舱体装配替代端头测量台阶值，计算得到原端头理论台阶值，进而可以进行合格性指标判断和制定修磨措施，解决了非常规工序下端头装配中如何保证台阶值的问题。通过端头装配试验验证了方法有效，可以保证对接面台阶值符合要求，并且提出了本研究分别在产品研制阶段、批产阶段、类似结构产品装配中的推广价值。
一些航天飞行器的前舱为端头和舱体组合结构，无防护层试装后分解，通过分别粘接防护层再次进行装配，装配中需保证对接面台阶值符合要求。针对端头已粘接防护层但舱体未粘接防护层，装配中无法保证对接面台阶值的问题，根据端头结构和扫描精测数据，建立了端头坐标轴，设计了测量数据差值换算法和台阶值判断合格的方法，在舱体装配替代端头测量台阶值，计算得到原端头理论台阶值，进而可以进行合格性指标判断和制定修磨措施，解决了非常规工序下端头装配中如何保证台阶值的问题。通过端头装配试验验证了方法有效，可以保证对接面台阶值符合要求，并且提出了本研究分别在产品研制阶段、批产阶段、类似结构产品装配中的推广价值。
2024(1):137-144, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.022
摘要：
为提升航空公司的经济效益和飞机利用率，结合前期研究成果，分析和比较我国48个4E和4F机场1980—2020年近40年的气候和地表面大气温度的年循环和日循环特征，采用插值法和一元线性回归分析方法对温度和计算得到的飞机载量数据进行研究分析，研究可知：1）我国大部分机场的最高气温一般会产生在7月份；2）随着机场的纬度增高，机场年平均气温值会随之减小；3）随着海拔高度的增加，机场年平均气温值会有所减小；4）我国机场一般夏季气温日较差大于冬季，但不如春季大；5）由于陆地上气温日较差大于海洋，机场地理位置距海（或大型水体）越远，日较差就会越大。建议从优化航班的班表时刻、选择优势机型执行特殊航线和加强高温条件的起飞性能减载放行评估三个方面提升民用飞机的有效载量。
为提升航空公司的经济效益和飞机利用率，结合前期研究成果，分析和比较我国48个4E和4F机场1980—2020年近40年的气候和地表面大气温度的年循环和日循环特征，采用插值法和一元线性回归分析方法对温度和计算得到的飞机载量数据进行研究分析，研究可知：1）我国大部分机场的最高气温一般会产生在7月份；2）随着机场的纬度增高，机场年平均气温值会随之减小；3）随着海拔高度的增加，机场年平均气温值会有所减小；4）我国机场一般夏季气温日较差大于冬季，但不如春季大；5）由于陆地上气温日较差大于海洋，机场地理位置距海（或大型水体）越远，日较差就会越大。建议从优化航班的班表时刻、选择优势机型执行特殊航线和加强高温条件的起飞性能减载放行评估三个方面提升民用飞机的有效载量。
2024(1):145-150, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.023
摘要：
随着信息化和网络技术在民航领域的不断深化应用，民用飞机机载软件的数量和重要性都大幅增加，机载软件的传输方式也由实物运输方式转变为通过网络进行传输和存储。这些变化在带来便利和效率提升的同时也引入了网络安保风险，给飞机持续适航管理中的机载软件管理提出了新的要求。总结了机载软件网络安保相关的审定政策和技术标准，分析了飞机持续适航管理中机载软件网络安保管理的要求，并提供了运营人机载软件网络安保管理实施政策的制定思路和体系建设的建议方法。
随着信息化和网络技术在民航领域的不断深化应用，民用飞机机载软件的数量和重要性都大幅增加，机载软件的传输方式也由实物运输方式转变为通过网络进行传输和存储。这些变化在带来便利和效率提升的同时也引入了网络安保风险，给飞机持续适航管理中的机载软件管理提出了新的要求。总结了机载软件网络安保相关的审定政策和技术标准，分析了飞机持续适航管理中机载软件网络安保管理的要求，并提供了运营人机载软件网络安保管理实施政策的制定思路和体系建设的建议方法。
2024(1):151-156, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.024
摘要：
问题报告和更改控制是DO-178C对民用飞机机载软件配置管理过程的基本要求，而更改影响分析则一直是机载软件更改控制过程中的一项难点问题。对更改影响分析的不彻底可能造成受影响软件部件的不正常运行，对军用飞机和民用飞机机载设备安全性的影响不容忽略。为了快速、有效地定位机载软件更改后对其它软件单元和相关软件生命周期资料的影响，使用有向图将软件单元之间的耦合关系进行抽象，并针对有向图的节点和边设计相关数据结构进行数字化存储，使用逆向搜索的方式对有向图数据进行遍历搜索，快速量化软件原始更改所带来的潜在影响。
问题报告和更改控制是DO-178C对民用飞机机载软件配置管理过程的基本要求，而更改影响分析则一直是机载软件更改控制过程中的一项难点问题。对更改影响分析的不彻底可能造成受影响软件部件的不正常运行，对军用飞机和民用飞机机载设备安全性的影响不容忽略。为了快速、有效地定位机载软件更改后对其它软件单元和相关软件生命周期资料的影响，使用有向图将软件单元之间的耦合关系进行抽象，并针对有向图的节点和边设计相关数据结构进行数字化存储，使用逆向搜索的方式对有向图数据进行遍历搜索，快速量化软件原始更改所带来的潜在影响。
机种介绍
2024(1):157-158, DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2024.01.025
摘要：
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优先出版日期: 2022-11-24 , DOI: 10.19416/j.issn.1674-9804.XXXX.XX.201803004
摘要：
针对带有中央翼盒的某型飞机的机身，数值研究了不同水平速度、垂向速度、姿态角和尾翘角对强迫下滑入水过程中机身水平力、垂向力和俯仰力矩的影响规律。数值模拟中，控制方程选为非定常可压缩流动的雷诺时均Navier–Stokes方程（RANS）和realizable k-ε湍流模型，使用流体体积法捕捉水气交界面的变化，采用整体动网格技术来模拟机身相对于水面的运动。结果分析表明：机身的垂向力系数和俯仰力矩系数是由垂向速度引起的冲击效应和水平速度引起的流动效应共同决定的。水平速度增大，水平流动效应增加，使得机身所受的水平力和垂向力系数减小，抬头力矩系数增大。垂向速度增大，冲击效应增大，导致机身所受的水平力和垂向力系数增大，抬头力矩减小。姿态角和尾翘角对于水平力系数的影响较小。姿态角减小会使得中央翼盒较早触碰水面导致垂向力系数和抬头力矩系数增大；而尾翘角增大会使得冲击效应增大导致垂向力系数和抬头力矩系数增大。
针对带有中央翼盒的某型飞机的机身，数值研究了不同水平速度、垂向速度、姿态角和尾翘角对强迫下滑入水过程中机身水平力、垂向力和俯仰力矩的影响规律。数值模拟中，控制方程选为非定常可压缩流动的雷诺时均Navier–Stokes方程（RANS）和realizable k-ε湍流模型，使用流体体积法捕捉水气交界面的变化，采用整体动网格技术来模拟机身相对于水面的运动。结果分析表明：机身的垂向力系数和俯仰力矩系数是由垂向速度引起的冲击效应和水平速度引起的流动效应共同决定的。水平速度增大，水平流动效应增加，使得机身所受的水平力和垂向力系数减小，抬头力矩系数增大。垂向速度增大，冲击效应增大，导致机身所受的水平力和垂向力系数增大，抬头力矩减小。姿态角和尾翘角对于水平力系数的影响较小。姿态角减小会使得中央翼盒较早触碰水面导致垂向力系数和抬头力矩系数增大；而尾翘角增大会使得冲击效应增大导致垂向力系数和抬头力矩系数增大。
优先出版日期: 2022-08-05 , DOI: 10.19416/j.issn.1674-9804.XXXX.XX.n201406005
摘要：
轮载信号是飞机相关系统进行空地状态判断的重要信号,轮载信号触发时间对飞机各系统工作状态具有重要影响。本文依据动力学方法,初步建立了飞机从机轮接地至触发轮载信号的动力学模型,分析了飞机着陆状态对轮载信号触发时间的影响,对于飞机相关系统设计工作具有一定参考价值。
轮载信号是飞机相关系统进行空地状态判断的重要信号,轮载信号触发时间对飞机各系统工作状态具有重要影响。本文依据动力学方法,初步建立了飞机从机轮接地至触发轮载信号的动力学模型,分析了飞机着陆状态对轮载信号触发时间的影响,对于飞机相关系统设计工作具有一定参考价值。
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- 刊 物 民用飞机设计与研究
- 主管单位 中国商用飞机有限责任公司
- 主办单位 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
- 编辑出版 《民用飞机设计与研究》 编辑部
- 地 址 上海浦东新区金科路5188号
- 联系电话 021-20866796/20866824
- Email myfj_sadri@163.com
- CN 31-1614/V
- ISSN 1674-9804
- 邮发代号4-959
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