摘要:大型民用飞机研制是一项多系统、多学科交联的复杂系统工程，民用飞机主制造商应在早期设计过程中进行需求的确认和验证工作，以找出设计中的缺陷，减少后续迭代设计成本，缩短设计周期，提高产品的竞争力。通过引入软件工程领域基于场景测试的方法，利用场景作为工具，以飞机在进近过程中触发TAWS模式1告警为实例，采用SysML活动图构建民机运行场景模型，基于场景模型生成测试用例，同时引入测试用例重要度对测试用例进行排序，用于指导后续的测试工作，为实现基于场景的需求确认和验证提供了支撑。

摘要:飞行试验是民机产业链的关键环节，试飞周期较长会导致飞机交付时间延迟、企业信誉损失、资金无法及时回笼等问题，因此中国民机飞行试验在经济性、安全性等方面还有较大提升空间。虚拟试飞指试飞环节中含有一个或多个采用了仿真手段的试飞技术。借助虚拟试飞技术可以构建“预测试验比较”迭代式的试飞新模式，提前开展试飞结果预测和试飞风险评估，保障安全，提高质量，降低成本。界定了虚拟试飞概念，选取了虚拟试飞中较为典型的地面试飞与空地一体试飞，阐释了其技术概念、讨论了其应用范围、说明了其实现原理、梳理了其应用现况，并针对国内空地一体试飞实际应用较少的情况，提出了一套用于评估在实际飞行试验中引入空地一体试飞平台可行性的装备论证方案。

摘要:随着航线数量的不断增长和机场进离场交通的日渐繁忙，因管制压力造成的离场阶段改平飞行导致了飞机非必需的燃油消耗，为航空公司带来经济效益上的损失。为了减少平飞并实现快速离场，基于性能的导航（PBN）模式下的连续爬升运行（CCO）成为解决该问题的方式。介绍了BADA飞机性能模型的构建方法，并使用性能模型对CCO进行设计，并提出了前后CCO离场可能产生的冲突和解脱方法，结合实际航线对爬升时间和油耗进行了仿真分析，结果显示CCO离场能够缩短爬升时间，减少燃油消耗；在冲突发生时通过速度调整可以比阶梯爬升的方式更有效益。

摘要:回顾民机某型号研制过程中出现被动的设计更改和优化问题，机组告警与指示设计方案不完全符合飞行员操作需求是其主要原因。在机组告警系统设计前期有着需求确认手段缺乏，需求确认不充分的困难，如果在机组告警系统设计前期能够采用正确的建模和评估方案，就能及时发现问题，避免后期出现重大问题。针对此问题，首先阐述了告警需求与失效模式之间的关系，针对告警所关注的特征信息搭建告警需求数据库，并根据告警需求捕获准则，以液压系统功能运行模型为例，通过系统失效模式分析和模型间映射关系得到需要告警的失效模式，最后结合型号经验和ARP41024、FAR25.1322及AC251322中的告警理念，完成系统告警定义。

摘要:针对螺栓连接件在服役过程中易产生疲劳损伤的问题，采用有限元模拟、理论分析和试验测试相结合的方法探究试验件厚度以及螺栓连接间隙对构件疲劳性能的影响规律。有限元模拟结果表明，由于构件几何形状的不连续性以及螺栓连接间隙的存在使得连接件中的铝合金板孔边产生较为明显的应力集中现象，在循环载荷作用下易在该处萌生疲劳裂纹导致构件的损伤失效，而施加螺栓预紧力可以通过摩擦传载改善孔边的受力情况。在静力分析的基础上，采用有传载紧固件双剪接头结构细节疲劳额定值（DFR）理论计算方法估算不同类型试验件的DFR值。理论估算结果与通过双点法确定的试验件DFR值基本吻合，相对差异在10%以内，可以验证该理论方法有较好的工程适用性。分析结果表明，试验件的连接间隙会影响螺栓的受载情况，在拉伸过程中先发生接触的螺栓处有较大的应力集中，最终导致连接件的疲劳失效；当试验件的厚度增加，铝合金板所承受的附加弯矩增大，会影响孔边的应力分布，在一定程度上降低试验件的疲劳性能。试验件厚度和连接间隙对试验件疲劳性能的影响可通过应力集中系数来综合体现，试验件DFR值近似随应力集中系数呈线性降低。本工作的研究成果可为螺栓连接件疲劳性能研究提供参考。

摘要:随着科学技术的迅速发展，我国民机事业迎来了发展的黄金期。为研究常见大型民用翼吊飞机吊挂的特点，以某型民用飞机的动力装置和机翼布置为限制条件，研究两种构型对飞机吊挂和机翼的影响。通过研究发现，静定吊挂传力路径清晰且不因某一处破坏而发生传力路径改变；超静定吊挂传力为多路传力模式，在发生一处破损后，传力路径会发生变化，载荷重新分配。通过有限元计算界面内力发现，在吊挂与机翼界面，超静定吊挂内力水平相比静定吊挂界面内力较大，对机翼局部设计影响较大。通过对比两种构型连接方式的界面传力和内力分析，为我国大型民用翼吊飞机吊挂结构的设计和研发提供参考。

摘要:民用飞机增压舱门正常开启手柄力和不安全压力下开启手柄力有不同的要求，单纯依靠舱门开启机构设计很难同时满足正常开启和不安全压力开启的手柄操作力要求，为了满足适航条例要求并提高舱门的操纵性，有必要设计出可以在增压状态下锁定舱门完全关闭位置的压力锁定机构。给出了舱门压力锁定机构的设计要求，并针对两种不同类型增压舱门，分别分析了其机构特点，基于机构特性给出了两种不同类型压力锁定机构的设计思路，在此基础上，提供了“集成于增压预防门”和“锁定手柄”两种不同形式压力锁定机构，介绍其机构形式和机构组成，分析了机构运动过程和运动原理，机构可以满足设计要求，为民用飞机舱门压力锁定机构设计提供了参考，具有一定的推广价值。

摘要:民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构，在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载，其通常为中长柱，工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性，介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中，蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素，对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升，虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式，但所述方法仍有一定的借鉴意义，对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究，并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。

摘要:后缘襟翼是现代民用飞机的关键增升装置，运动机构是其重要的支撑结构。根据后缘襟翼运动机构特点和损伤容限要求，提出了破损安全设计要求和不同类型的破损安全结构应用场景。基于裂纹扩展方法和主、副结构裂纹独立扩展的原则，给出了不同类型破损安全结构的裂纹扩展曲线、检查门槛值和重复检查间隔的确定方法；针对主流铰链襟翼和滑轨襟翼运动机构的传力和连接特点，从主、副结构的相对位置出发提出了同位结构和异位结构的分类方式，从结构特点出发提出了平板结构和铰链结构的分类方式，给出运动机构破损安全设计流程，并提出了典型富勒襟翼滑轨等待破损安全最小设计间隙确定方法，对民用飞机的研制具有重要意义。

摘要:发展一种健全的高安全性飞行锁控制系统解锁控制架构在民用飞机舱门电控中是相当重要的。飞行锁控制系统用于防止飞机在飞行过程中人为意外打开旅客登机门、服务门和应急门的操作。在适航审查活动中，定义了飞行锁控制系统在地面应急撤离阶段无法解锁的I类安全性事件。按照飞行锁控制系统实际使用需求和适航规章要求，设置较为宽松的解锁逻辑。为了实现飞行锁控制系统在应急阶段的高安全性要求，提高系统的鲁棒性和可靠性，在飞行锁控制系统中引入应急撤离系统控制信号和驾驶舱手动控制信号使用机制以提升应急撤离情况下的自动控制以及飞行员对飞行锁控制系统的控制权限。该项飞行锁控制系统设计将飞行锁控制系统功能研制保证等级由A级下调至C级，有效降低了研制成本和人员研制精力，同时提升了飞行锁控制系统的安全性，达到飞行锁控制系统的全面控制和精细化管理。

摘要:辅助动力装置（APU）是安装于飞机上的、用于提供辅助动力源的、自成体系的小型发动机。在民用飞机APU系统安全性评估过程中，逐步采用动态故障树对传统故障树进行优化，使故障树分析结果能够更加精确地体现系统失效的动态特性。不同于传统故障树可以根据布尔逻辑求解，动态故障树一般需要转化为同构的状态空间模型才能求解。这种求解过程欠缺通用性，并且存在指数爆炸问题。采用离散时间TS动态故障树计算方法，计算了APU系统故障树中的一段子树的顶事件的失效概率，并与使用马尔可夫模型计算的结果进行比较。计算结果发现随着任务时间分段的增加，相对误差单调下降。当任务时间分段大于5时，相对误差小于1%，在计算精度满足要求的情况下能够显著降低计算成本。

摘要:随着飞机设计的发展，复合材料广泛应用于民用飞机短舱结构。由于碳纤维复合材料结构的导电性以及抗雷电损伤能力比铝合金结构差，复合材料短舱结构雷电防护能力已成为影响飞机飞行安全的一项关键问题。依据相关适航条款和相应的国际标准，阐述了民用飞机短舱复合材料雷电防护试验验证方法，并依据验证方法对漆层厚度的损伤影响进行了试验研究。短舱常规蒙皮构型的复合材料试验件，在不同漆层厚度下的雷电防护试验结果表明，漆层较薄时，漆层对短舱复合材料的雷电直接效应防护能力无明显的影响；当漆层厚度达到一定厚度时，较厚的漆层将显著降低短舱复合材料的雷电直接效应防护能力，最严重时将造成复合材料蒙皮的击穿，损伤蒙皮内部系统设备，从而危害飞行安全。试验结果与理论的机理分析具有良好的一致性，对民用飞机短舱复合材料结构的雷电防护设计提供了指导方向和参考意义。

摘要:飞机客舱内的空气品质越来越受到关注，舱内颗粒物浓度超过限值会对人体健康造成伤害。因此在飞机通风系统设计时必须考虑座舱颗粒物浓度限值对系统设计的约束。可吸入颗粒物包括粗颗粒物PM10和细颗粒物PM2.5。以某民用飞机为研究对象，提出飞机座舱颗粒物浓度评估方法。通过对国内外相关技术文献调研并进行指标权衡分析，得到颗粒物浓度权衡指标限值。以舒适值作为设计需求，对某民用飞机通风系统设计方案的需求符合性进行评估。结果表明，不考虑舱内源产生的颗粒物时，达到稳定的舱内颗粒物浓度与座舱容积、通风量无关，座舱内颗粒物浓度稳定值PM2.5为31.5 μg/m3，PM10为51.75 μg/m3。为满足座舱颗粒物环境舒适性设计需求，需增加过滤器。经计算，不安装再循环过滤器时，引气过滤器效率最低限值为5.5%；不安装引气过滤器时，再循环过滤器效率最低限值要求为26%。

摘要:以复合材料机身壁板本身和隔热隔音棉加上复材壁板的衍生构型为研究对象，依据CCAR25R4适航标准和热释放速率试验方法，测试分析了复材壁板本身以及隔音棉加上复材为整体组合构型的热释放速率特性，分析了不同因素对热释放速率特性的影响。结果表明：选用的复合材料机身壁板本身的热释放速率符合适航标准中规定的峰值热释放速率要求，但总放热量不满足适航要求；在复材壁板和隔热隔音棉的衍生组合构型中，隔热隔音棉的隔热作用抑制了后续复材壁板的分解，使衍生构型能够满足适航标准中规定的峰值热释放速率和总放热量要求，符合当前适航条款验证方法提出的符合性判据。复材壁板及其衍生构型的热释放速率符合适航标准中规定的峰值热释放速率要求。

摘要:基于民用航空活动对环境排放污染占比快速增长的现状，结合民用航空领域排放物相关政策的历史沿革和背景，展望了发动机排放物政策的发展趋势，研究表明由于NOx危害较大且很难控制，国际民航组织（简称ICAO）和美国联邦航空局（简称FAA）对NOx的要求日趋严格，而对HC、CO和烟的排放要求基本没有变化。同时介绍了低污染燃烧技术发展概况，分析了排气污染物的生成机理和主要影响因素以及改善措施，基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法。最后对飞机排放适航符合性验证方法进行了介绍，提出了基于发动机台架试验的LTO循环中气态排放污染物和烟尘的测量程序和计算分析方法，该测量程序和计算分析方法能较准确地评估航空发动机运行过程中的排气污染物水平，可以推广应用到航空发动机和大型燃气轮机的排放评估和预测。

摘要:民用飞机机体结构无论本体结构及连接区如何复杂，基本是在弹性力学的基础上开展结构静强度计算分析的。极限载荷工况下全机自然网格有限元模型内力求解均是限制载荷的1.5倍线性解析获得。而实际上除有特殊设计要求外的大部分结构允许限制载荷下无有害永久变形，极限载荷下不破坏，如果极限载荷结构仍为线性分布，只能说明结构效率低下，商用飞机的竞争力和先进性无从谈起。那么这种线性假设成立的条件和前提是什么呢？通过对结构安定性概念的研究指出该假设成立的前提，并提出了一种对民用飞机机体结构设计及强度分析方法的新理念，即结构安定性概念。通过诠释结构安定性，延伸对CCAR25部第25.303和25.305(a)条款的解读,为飞机型号合格审查活动提供支持。

摘要:民机研制过程中，可达性设计要求贯彻不到位，可能会导致飞机存在某些方面的设计缺陷，并在投入运营后不断暴露，影响维修经济性。随着虚拟现实技术和人工智能技术的不断发展，利用虚拟维修技术，通过构建逼真的虚拟环境来对虚拟样机进行维修性分析，能够在研制阶段开展维修性设计评价。由此从民机可达性设计的角度出发，综合考虑维修区域可达性、维修人员可达性、维修工具可达性、维修部件可达性、部件细部可达性五个方面，给出可达性分析结果判据，建立了可达性设计缺陷分析方法，实现研制过程中的可达性设计评价，及时找到设计缺陷并改进，提高飞机维修性。最后以某型飞机电源设备为对象，利用此方法开展了维修可达性分析，给出了应用实例，验证了此方法的可行性。

摘要:飞机客户化是指对航空公司等客户订购的飞机产品进行构型选择和定义的过程，这需要对飞机客户化的范围和内容、定义载体、工作计划、人员职责、最终交付物、以及潜在的构型变更和风险等进行规划和管控，通过高效的业务流和优良的组织体系进行保障，以提高客户飞机的交付效率，降低延误和计划外成本的风险。因而高效率的客户化过程管控对制造商和客户都非常重要，其可以按照买卖双方约定的交付计划，有节奏的对设计、更改、生产、取证、供应链和库存进行合理安排，确保买卖双方按期保质履行商务合约。通过对飞机客户化要素的分析并结合项目管理的理论和经验，有针对性地论述了国产飞机制造商客户化项目管理的一些实践，以期为促进我国商用飞机产业成功发展提供一些建议。

摘要:民用飞机维修性参数选取和指标确定是维修性设计的基础工作之一，为了反映出民用飞机的维修性、运营费用和维修人力等方面的目标，需要选择合适的维修性参数并确定维修性指标。国产民用飞机由于缺少研制经验和设计资料，无法使用成熟方法进行维修性参数选取和指标确定，针对这一问题进行研究。结合民用飞机的设计特点阐述了民用飞机维修性参数的选取方法，通过综合权衡民用飞机设计中各影响因素和维修性参数有效性，从与维修时间相关、与维修工时相关、与维修成本相关的三类参数中选取适当的民用飞机维修性参数。针对民用飞机设计现状，明确维修性指标的确定依据和具有实用性的方法，以使民用飞机具有良好的维修性。解决了国产民用飞机维修性参数选取和指标确定工作无参考依据的问题，为民用飞机维修性参数选取和指标确定提供了一条可行途径。

摘要:实现航空器轻量化可有效减少资源浪费，提升经济效益和使用性能。目前，使用复合材料替代传统金属材料是减轻航空器质量最主要的手段，国际市场中一些先进机型的复合材料用量可达50%以上。高分子材料来源广泛，加工性能好、耐蚀性好，质量远低于金属材料，将其作为复合材料基体应用到航空领域可有效减轻航空器质量。石墨烯是目前已知的强度最高的材料之一，具有极好的韧性、导电性，当其作为分散相加入到高分子材料基体后，可有效提升其力学及电学性能。所以，石墨烯高分子航空复合材料被视为传统金属材料的理想替代品，在航空器功能、结构材料领域都有巨大的研究价值。介绍了石墨烯高分子复合材料的原料制备方法、成型技术及其在航空领域应用的研究。

摘要:基于建立的复合材料渐进失效模型（PD model），通过引入机织复合材料纤维束波动形态特征，对PD模型进行了修正。通过与实验结果及其它模型结果的对比验证了修正后模型的有效性。同时，采用PD模型系统，全面地分析了平纹机织复合材料的几何参数包括波动角、编织角、总体纤维体积分数对其力学性能的影响，获得了机织复合材料力学性能随几何参数变化的趋势。其中指出Graphite/Epoxy机织复合材料由于其纤维与基体模量差异性较大而造成其力学性能相较于Eglass/Epoxy机织复合材料受波动角的影响较大；编织角对机织复合材料面内力学性能的影响更为显著，面内力学性能随编织角的变化以一种波动形式出现；机织复合材料的总体纤维体积比越大，纤维束的力学性能就越强，机织复合材料的力学性能也就越强，且这一增长趋势接近于指数增长。

摘要:随着计算机技术的飞速发展，3D打印（增材制造/快速成形）技术基于分层制造原理，采用材料逐层累加的方法，直接将数字化模型制造为实体零件，在多个领域具有广泛的应用前景。3D打印技术与传统加工各有千秋，3D打印与数控加工、铸锻造及模具制造等传统加工手段相结合，正在成为新产品快速成形与制造的方法之一。在民机制造领域，3D打印生产的零件，尤其是金属成形件，需要进一步的后处理（如热处理）才能投入生产使用。对于特定金属材料的3D打印成形零件，形状可以优化控制，并且结构静力性能可与铸锻件媲美。但是，由于无损检测能力的限制，3D打印零件内部孔隙度和微裂纹不可预测。对3D成形件的认识程度相比于传统加工还有较大差距，在民机应用中还有较长的路需要走。

摘要: