摘要:空中交通警报与避撞系统( traffic alert and collision avoidance system,简称 TCAS)是机载监视系统中的重要组成部分, 对于避免航空器危险接近,保证航空器安全有着重要作用。 针对签派工作中 TCAS 故障放行难点问题,分别从飞机以自身动力滑出前、以自身动力滑出后、起飞后三个阶段展开分析。 首先,由于 TCAS 系统依托的设备多,关联系统复杂,先介绍了 TCAS 系统的组成以及依托设备的常见故障。 其次,以 TCAS 的工作原理为基础,分析了各个关联设备如应答机、惯性导航和大气数据基准等故障导致 TCAS 故障的机理。 再次,给出了关于 TCAS 失效能否继续实施缩小垂直间隔( reduced vertical separation minimum, 简称 RVSM)的说明,指出 TCAS 不是运行 RVSM 空域的基本设备,需要区分造成 TCAS 失效的原因。 最后,从三个阶段对 TCAS 故障及关联设备故障展开分析,分别给出了滑出前 AP / FD TCAS 方式丢失、导航 TCAS 失效,滑出后及起飞后 TCAS 故障和关联系统故障并给出签派解决方案。

摘要:针对飞机整体驱动发电机可靠性分析手段缺乏、故障样本小且维修策略相对保守的问题,提出了以历史故障数据为驱动的贝叶斯和马尔可夫链融合的可靠性分析方法。 首先,利用蒙特卡洛方法对故障数据预处理以增大样本空间,并通过最大信息熵法求解飞机整体驱动发电机的先验分布;其次,利用马尔可夫链方法对复杂后验分布进行解算;最后,以可靠性为中心给出飞机 IDG 的维修建议。 经过数值仿真软件计算后得 IDG 的累计失效函数参数估计误差分别为 0. 121 3 和 0. 001 3,误差较小。 仿真结果表明,提出的可靠性分析方法适用于小样本空间的飞机 IDG 可靠性分析,并根据结果给出了维修建议。

摘要:民用飞机航线可更换单元是航空器维修保障的基本单元,其划分方式直接影响着航材的库存成本及航班保障率。 首先明确了 LRU 划分的三个层级,分别为航线可更换单元( line replaceable unit, 简称 LRU) 、航线可维修件( line maintenance part, 简称 LMP) 、厂家可更换单元( shop replaceable unit, 简称 SRU) 。 然后通过对航材库存成本组成要素的研究,明确了库存成本主要包含订货成本、持有成本、缺货成本和送修成本四个因素,并在持有成本中确定了仓储成本与航材价格、数量和种类成正相关,进而提出了 LRU 划分因子,并建立了在确保航材保障率达标的前提下,航材库存成本最低为目标函数,确定最优的 LRU 划分层级模型。 以某航空公司的实际运营数据为例,确定了某液压系统压力模组件的 LRU 划分层级。 最后,从航材库存成本的角度,随着 LRU 划分层级的降低,将会使得航材种类和数量大幅增加,从而提升航司管理成本。

摘要:随着航空公司机队规模的不断扩大,系统有规划地进行飞机性能选型和根据不同的航线市场需求进行机型匹配是相当重要的。 根据航空公司性能选型要求、民航规章和航空公司航线运营分析报告,建立了以飞机性能优劣度为顶层目标的性能选型指标体系,分为 4 个一级指标,19 个二级指标,使用层次分析法得到主观权重,利用熵权法得到客观权重,通过组合赋权法将主观权重和客观权重结合,得到组合权重,权重大小排序靠前的为推重比、直接运行成本、单发小时耗油量、座公里成本、单发推力。 然后基于灰色关联-TOPSIS 法建立飞机性能选型评估模型,选取四种典型机型进行综合评价,得到各个机型的贴近度和排名情况,从而得出了民用飞机性能选型评估方法,为航空公司选购新型飞机时提供理论依据。

摘要:襟翼是飞机的重要增升翼面。 为获取准确的襟翼气动载荷,需要在襟翼上布置测压孔并进行风洞试验。 基于 CFD 仿真结果分析了某型襟翼压力分布规律,并基于此优化该型飞机襟翼的低速风洞试验测压孔布置方案,研究了不同插值方法对垂向力和铰链轴力矩测量结果准确性的影响。 结果表明,靠近前缘处压力非线性较强,弦向比例 0. 15 ~ 0. 3,0. 3 ~ 0. 5,0. 5 ~ 0. 8,0. 8 ~ 1 接近分段线性分布;对该型襟翼可取弦向比例为 0. 04,0. 07,0. 15,0. 3,0. 5,0. 8 来布置测压孔;对压力分布进行分段线性插值得到的垂向力及铰链轴力矩测量误差不高于- 13% ;用三次样条插值方法的误差不超过- 6% ,明显小于前者。 提出的测压孔布置方案可显著提高襟翼低速风洞试验气动载荷测量准确性,在襟翼风洞测压试验设计及气动载荷测量领域具有一定的参考意义。

摘要:为对民机增升装置关节轴承的摩擦特性进行研究,提出了一款关节轴承摩擦性能测试装置,介绍了试验装置的结构特点和摩擦力矩测量原理。 试验采用了一款与增升装置使用的关节轴承结构形式相近的自润滑关节轴承,通过试验装置测试了自润滑关节轴承的启动摩擦力矩,并对不同转速、摆角和径向载荷下不同型号自润滑关节轴承的摩擦力矩进行测试,分析了这些因素对自润滑关节轴承摩擦性能的影响。 研究结果表明,低速范围内转速对自润滑关节轴承摩擦性能的影响不大, 等效摩擦系数随着载荷增大而减小,随着摆角、轴承尺寸增大而增大。

摘要:在发动机短舱系统上设计反推力装置是民用飞机减小着陆滑跑距离、减轻起落架刹车系统负担的重要手段,对于主体不易更改的发动机而言,戽斗式反推力装置具有原理简单、实施方便等优点,是较好的设计选择形式。 戽斗包角是此类反推力装置设计中的重要参数,对反推性能有较大影响。 为了全面研究不同戽斗包角对反推性能的影响规律,基于某型涡轮风扇发动机设计了戽斗式反推力装置初步方案,并对反推力装置工作时的流场分布进行了数值仿真研究,着重分析了反推力及反推效率的变化情况。 研究结果表明:在所研究的角度范围内,随着戽斗包角逐渐增大,反推力及反推效率先增大后减小,包角为 110°时,反推效率最高;但是,在接近于停机状态的小速度条件下,戽斗包角相对较小时,反向排气流会被大量吸入进气道内,从而影响发动机的正常工作;通过对比不同方案的计算结果,给出了戽斗包角的设计建议值,可为反推力装置的详细设计及后续工程应用提供参考。

摘要:副翼是民用飞机重要操纵面之一,主要功用是产生飞机滚转力矩,用于改变飞机的航向。 现代中大型飞机的操纵系统大都采用伺服作动器-操纵面装置,当操纵面受到铰链力矩时作动器也相应受载。 以民用飞机副翼作动筒为研究对象,基于试飞实测数据与主操纵面作动筒载荷计算模型,提出了一种基于均值的作动筒载荷事件划分方法。 结果表明,该事件划分方法效果理想,较好地反映出了不同飞行事件之间载荷均值的差异。 通过对 14 000 次飞行作动筒载荷历程进行雨流处理,给出了相应的载荷谱及载荷幅值、均值分布直方图,总结出相关分布规律。 该疲劳载荷谱及相应的分布规律对工程实践中的寿命计算具有重要意义。

摘要:客舱地板结构是民用飞机机身结构的重要组成部分,其中滑轨结构与客舱地板横梁连接,是比较关键的结构,直接承担着飞机旅客载荷以及座椅的载荷。 首先介绍说明了民用客机地板结构的受力情况,其次针对目前国际典型机型的客舱地板滑轨结构形式、材料选材以及滑轨与横梁的连接形式等内容进行了分析说明,给出了各机型客舱滑轨结构形式的结构特点,再者从民用飞机客舱的滑轨冠部的设计、滑轨上缘条的设计以及滑轨高度的设计三个方面对客舱滑轨结构设计进行了分析与说明,给出了民用飞机客舱地板滑轨结构设计分析的要点和一般方法。 最后对民用飞机客舱地板滑轨结构设计方案进行了总结归纳与分析,为民用飞机客舱地板滑轨结构设计提供参考和借鉴。

摘要:止动块是民用飞机舱门重要的结构零件,它通过面-面接触将舱门受到的增压载荷传递至机身门框,止动块结构的可靠性对飞行安全至关重要。 对于面-面接触问题,接触间隙影响载荷分配,同时零件寿命对载荷变化非常敏感,已有研究中缺少间隙对止动块载荷以及疲劳寿命的影响。 以某型飞机的舱门止动块为研究对象,建立舱门-门框的精细网格有限元模型,模型中使用线性间隙法模拟止动块间隙以及超单元法优化计算时长;提出止动块间隙的数学描述方法,采用蒙特卡洛模拟分析间隙对止动块载荷的影响;利用细节疲劳额定值( detail fatigue rating,简称 DFR)法分析疲劳寿命随止动块间隙的变化规律,给出目标寿命下允许间隙的设计方法,可以为舱门止动块间隙设计提供参考。

摘要:在飞机结构设计中,结构静强度是飞机结构设计成功的基础,在满足性能指标的基础上实现对结构轻量化的优化目标是飞机结构工程师不变的追求。 紧固件作为飞机结构零件之间的机械连接方式,其高载下弹塑性刚度变化的准确表达将影响复杂模型非线性仿真结果的准确性。 以某型飞机机翼盒段为研究对象,利用商用软件 ABAQUS 进行非线性有限元仿真模拟,用 FASTENER 单元对飞机盒段模型中的紧固件进行表达,同时加入紧固件的刚度曲线,并对非线性计算过程当中,由刚度曲线定义的不合理性所导致的迭代收敛性问题进行了研究,得到了基于中点误差的刚度曲线优化方法,并最终完成了复杂的非线性仿真分析。 仿真结果实现了对试验的较好仿真,为实现复杂模型下自动化添加大量非线性紧固件提供了基础。

摘要:基于单舱惰化冲洗模型理论,采用 Matlab 语言,针对民用飞机惰化系统设计开发出系统架构权衡分析工具,该工具后台程序除集成气源压力接口数据库、飞行参数自动生成模型和 ASM 真值表外,还包含根据落地燃油箱氧气浓度对下降阶段大流量模式下 NEA 最小流量的寻优算法,通过运用该工具,对全燃油箱惰化民机的惰化系统引气增压子系统形式、NEA 流量、 燃油箱通气形式、燃油箱极限氧气浓度对 ASM 数量和引气质量流量的影响进行定量研究,全面比较开式通气架构与闭式通气架构下惰化系统的性能特征,为飞机惰化系统架构设计提供一种工程方法参考。

摘要:空调系统为机组、旅客和设备提供飞机内部环境系统,空调性能好坏直接影响旅客乘坐舒适性及设备正常工作。 高温时空调制冷需求高,而空调故障频发,常常影响飞机安全运行。 随着机队规模不断增加,如何高效管控空调系统运行状况, 是摆在航司面前的重要技术课题。 以波音 737-800 为研究对象,利用飞机维护手册( aircraft maintenance manual,简称 AMM)和故障隔离手册( fault isolation manual,简称 FIM) ,介绍空调制冷原理,深入剖析影响制冷性能的典型故障,并给出管控措施。 介绍了空调健康监测方案和实施途径,通过机队应用实践,该方案能有效监控空调制冷性能,大大提高维护效率,保障航班运行,提升自主创新能力,为企业赢得声誉。

摘要:民用飞机照明系统是飞机系统中一个重要的分支系统,不仅对飞机的安全、飞机性能的充分发挥、机组人员的工作效能起着重要的作用,而且对于旅客来说是评价飞机先进性和舒适性的一个不容忽视的重要组成部分。 民用飞机照明系统通常由驾驶舱照明、客舱照明、货舱与服务区照明、外部照明及应急照明五个功能独立的部分组成。 在照明系统研制过程中,为验证系统对 CCAR25. 1309 条款的符合性,通常遵循 SAE ARP 4761 提出的安全性评估工作方法。 基于安全性评估工作方法, 以照明系统为对象,在设计阶段,通过初步安全性分析确定了系统安全性设计目标、提出了系统架构,在验证阶段,通过运用多种工具对提出的安全性目标进行验证。 此外,探讨了整个系统研制过程中的安全性分析工作的具体方法,为民用飞机安全性分析提供借鉴。

摘要:随着新的材料、工艺在飞机上广泛地应用,导致飞机发生火灾的可能性极大地增加。 因此,防火设计是飞机的一个重点研究方向。 飞机易燃液体的防火措施主要包括:隔离、通风、排液、着火探测等等。 其中,排液设计是飞机防火的一种主要手段。 飞机的易燃液体主要分布在内部的油箱、液压燃油管路及相关的系统设备中,这造成防火设计特征元素( 点火源、易燃物等)复杂众多。 而在飞机设计迭代过程中,由于需要对这些特征元素的构型进行管理与控制,采用传统的方法进行易燃液体排液设计将带来极大的工作量,亟需新方法来解决。 提出了一种基于数字样机的排液方法,并剖析了数字样机建立和分析的主要思路,同时结合系统工程的技术对基于数字样机的易燃液体排液设计与验证方法进行了研究。

摘要:民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验用于对全机防火设计中易燃液体排液设计方案进行验证,从而表明对 CCAR 25. 863、25. 1182 条款的符合性。 梳理了吊挂易燃液体排液地面试验的试验件通用实物构型检查要求,分析了针对排液路径上内外部零部件的特殊实物构型检查要求,并针对用于确认特殊实物构型检查要求的研发试验方法进行了研究。 制定了试验点选取要求,并建议在试验点规划过程中通过数字样机空间分析和装配仿真确保试验点接近方式的操作可行。 给出了吊挂易燃液体排液地面试验程序,对于在完成注水和收集排液量后的积液检查和积液收集工作的注意事项进行了分析,并介绍了试验结果分析方法,从而完整论证了民用飞机吊挂易燃液体排液地面试验方法,对民用飞机吊挂易燃液体排液地面研发及符合性试验的策划与实施具有一定的指导意义。

摘要:机轮刹车装置是飞机起落架的重要组成部分,在地面减速过程中吸收飞机大部分动能,对飞机起降安全至关重要。 其中,最大刹车能量设计是刹车装置的关键参数之一,与机轮刹车装置的安全性和经济性紧密相关。 对民用飞机机轮刹车装置最大刹车能量的计算进行研究,按照适航规章相关要求,结合适航当局对刹车装置最大刹车能量计算的关注要点和飞机的设计构型,以某民用飞机为例,分析了机轮最大刹车能量计算中的影响因素,并通过计算对比该飞机在预定的不同使用场景与可能遇到的单个及多个故障叠加工况着陆时的刹车能量,确定该型飞机最大刹车能量出现在典型高原机场两个机轮刹车装置失效着陆工况,最大刹车能量为 32. 44 MJ,为飞机机轮刹车装置的设计提供关键参数。

摘要:试飞取证是民机研制的重要环节,也是当前国内民机研制亟需补全的短板,过长的试飞周期将给民机研制成本带来极大压力,过度推迟的取证交付计划将会给民机产品的市场竞争力带来不利影响。 基于当前国内民机研制经验,总结民机试飞的类型和特点,对比分析已有国内外民机试飞周期数据,结合国内民机实际试飞过程和工程经验,识别出影响当前阶段国内民机试飞周期的主要因素,并基于层次分析法和实际试飞实施案例经验搭建了民机试飞周期影响因素评价分析模型,对各层级影响因素进行了定量分析,得出减少试飞科目可有效减少试飞周期的结论,并就优先级较高的具体影响因素提出了优化完善建议或可行性方案,给出了民机研发试飞管控建议和取得型号检查核准书( type inspection authorization,简称 TIA) 前试飞科目选取建议,供后续民机研制参考使用。

摘要:测试数据是民机试飞过程中的最终产物,是反映飞机系统状态、表明适航符合性的重要依据。 随着大量先进航空总线在民机上的应用,测试数据的体量越发庞大、类型也更为复杂,为测试数据的处理和分析带来了巨大的挑战。 对民机试飞测试数据的类型、存储特点和常用分析方法进行了研究,深入分析了试飞测试数据的处理和分析需求,立足于 WPF( windows presentation foundation)平台,采用 MVVM(Model-View-ViewModel)设计模式,使用了内存管理、DataBinding 事件模型、反射等关键技术,集成了 SciChart、时序数据库等组件,设计开发了民机试飞测试数据处理分析软件。 软件实现了试飞测试数据的快速处理、分析及可视化,可完成多个数据文件的同时加载、进行 1 Hz ~ 16 kHz 不同采样率下数据分析结果的可视化展示,经实际应用,满足了某国产大型客机的试飞需求。

摘要:逼真度反映飞行模拟器与真实飞机特性的一致性程度。 客观评估是一种通过模拟器与系统实际行为的测试比较来评估逼真度的工程方法。 飞行模拟器分为工程模拟器和训练模拟器。 用于飞行训练的训练模拟器构型很少变化,其测试用例由适航标准指导,而用于设计验证的工程模拟器,根据飞机研制进展经常需要升级或更改,其测试用例也会随之变化。 在当今民用飞机技术日趋复杂的背景下,亟需高效方法开展这一类型模拟器的逼真度客观评估测试。 在实验框架和系统实体结构和模型库框架的基础上,提出了一种基于模型测试的方法,在工程模拟器的客观评估的应用中,该方法可以实现测试用例的自动生成和执行,工作效率提升,流程具备灵活性和适应性,有助于在研飞机的定型或取证。

摘要:针对飞机座舱副驾驶的研究需要,为使得机械臂能够在飞机座舱完成导航任务,旨在构建一个可用于机械臂导航的飞机模拟座舱三维地图。 针对特征点分布情况对即时定位与地图构建( simultaneous localization and mapping,简称 SLAM)的建图精度的影响,通过实验对比,验证了 ORB-SLAM 改进的 ORB( oriented FAST and rotated BRIEF)特征检测算法相对于 OpenCV 库中 SIFT,SURF 和 ORB 算法检测提取的特征点分布更加均匀,更适用于 SLAM。 采用 Kinect V2. 0 作为深度信息图像和彩色图像的数据采集设备,在飞机模拟座舱真实的环境下,结合 ROS 系统和 ORBSLAM2 系统框架,构建了飞机座舱内的三维稠密点云地图。 针对点云地图存在数据大和难以实现导航等问题,采用了 OctoMap 数据模型,该数据模型能够压缩点云,调节分辨率和判断空间是否被占据,将点云地图转化为八叉树地图,最终获得数据小和适用于导航的三维八叉树地图。

摘要:适航规章对民用航空器提出了应具备应急撤离的能力,明确了应急撤离演示试验的要求。 针对民用航空器应急撤离的验证,当前普遍采用地面演示试验的符合性方法,传统的地面演示试验存在着试验开展安全保障难度大、成本高、对设备场地依赖强等局限性。 而随着 VR 技术的出现与成熟,为航空器应急撤离验证提供了一种全新的方法。 根据航空器应急撤离对应的适航条款,梳理了应急撤离演示试验的要求,分析了 VR 技术应用于航空器应急撤离验证的可行性和优点,研究了民用航空器应急撤离演示试验、航空器数字建模以及 VR 的技术特点等方面,提出了 VR 应用于航空器应急撤离验证时适航审定的主要审查内容、重点关注要素和技术审查要点,为建立 VR 应用于航空器应急撤离的适航审定方法提供参考。

摘要:CCAR25. 1447( c) (2) ( i)条款明确了机组氧气面罩快速佩戴的要求,满足该要求对于民用飞机氧气系统适航取证至关重要。 对民用飞机机组氧气面罩快速佩戴的适航验证要求进行了研究,从条款解读、机组氧气面罩设计和布置要求、适航验证要求和适航验证方法等方面进行了分析,条款中的机组氧气面罩快速佩戴要求本质上是为了保证飞行机组在各种可预期的应急情况下能够及时获得必要的缺氧保护,同时不影响对飞机的操作。 对于机组氧气面罩快速佩戴适航验证要求,试验方法既要能包容多变的人为因素,又能综合体现佩戴试验结果。 目前 FAA 有一份咨询通告指导了该条款的符合性验证要求和详细方法,在研究 FAA 相关咨询通告的基础上,提炼总结出了开展机组氧气面罩快速佩戴的适航验证方法,为国内民用飞机机组氧气面罩快速佩戴的适航验证工作提供参考。

摘要:在同质化竞争难以取得市场成功的时代背景下,标准化批量生产模式所生产的产品难以满足客户个性化需求的问题日渐凸显,民用飞机产品同样遭遇了类似问题。 为满足客户的个性化需求赢得更大的市场份额,民用飞机产品客户化是飞机制造商获得市场成功的重要途径。 从客户需求的表达到最终飞机的实物交付有着明确的时间要求,因此,民用飞机产品客户化是具有严格时间约束的工程项目。 简要介绍了飞机产品客户化的基本概念,重点论述了民用飞机产品客户化里程碑计划的制定方法,指导飞机制造商通过识别客户化的关键任务、明确关键任务的周期到确定关键任务的时间节点来最终形成民用飞机产品客户化里程碑计划,用于管控民用飞机客户化工作的计划和过程。

摘要:基于国内外运输类飞机针对适航标准第 25. 865 条的符合性现状,结合飞机在着火情况下一定时间内的操纵和安全飞行需要,在分析易受飞机着火影响的飞行安全关键部件防火要求的基础上,即位于指定火区或邻近指定火区内必需的飞行操纵器件、发动机架和其它飞行结构,如发动机安装节、邻近发动机舱或 APU 舱的主飞控部件等,必须用防火材料制造或用防火材料屏蔽,使之能至少承受 15 min 的着火影响,提出了第 25. 865 条的适航解析要求和符合性验证方法。 开展了对第 25. 865 条的制定背景、技术要求及符合性验证方法的研究,包括适航要求的解析,防火的定义解读,防火材料和非防火材料的符合性验证思路,及对关键飞行操纵器件、屏蔽、冗余和气弹稳定性等方面的着火评估,形成了第 25. 865 条的适航技术要求和符合性验证方法,可为运输类飞机针对第 25. 865 条的适航性设计和符合性验证提供参考。

摘要: