摘要:梳理和分析电传飞控系统共模相关适航要求,创新建立“电传飞控系统共模认知-控制审定流程模型”并提出针对共模问题的审查原则和考虑,有助于全面分析、识别并确定可能的共模失效、提出独立性设计要求,权衡设计解决方案等。 应用该模型和审查考虑对某机型电传飞控系统有关复杂电子硬件差错共模的审查案例开展分析,识别确认共模因素和共模失效并分析各设计方案的可行性。 研究成果对电传飞控系统及其它复杂系统共模的审查和设计具有指导和借鉴意义。

摘要:正常类航空器包括正常类飞机和正常类旋翼航空器,是通用航空产业的主要机型,发动机进气系统是此类航空器的重要组成部分,其设计的优劣关系到发动机能否正常工作,在适航审定中需要重点加以关注。 为了全面研究正常类航空器进气条款的适航符合性,对正常类飞机及正常类旋翼航空器的适航标准、符合性验证方法进行了分析,并结合某型农林飞机及某型直升机的适航审定案例开展了对比研究。 研究结果表明:正常类飞机及正常类旋翼航空器进气条款均采用说明性文件及飞行试验来表明符合性;说明性文件需要对进气系统的设计原理和组成等进行介绍,在具体型号中,此部分内容可以单独给出,也可以包含在动力系统设计说明文件之中;飞行试验验证不必单独开展,一般可与动力装置工作特性检查结合进行;通过对比不同型号的审定案例,给出了正常类航空器进气条款的符合性验证方法与思路,可为后续同类型号的研制与适航审定工作提供参考。

摘要:提出了飞机惰化系统富氮气体(nitrogen-enriched air,简称 NEA)分配系统的主要设计要求,并以 A320 和波音 737 飞机为代表,分析了窄体机的 NEA 分配系统。 进一步分析了波音 787 和 A350 飞机的惰化系统 NEA 分配方案,发现其采用限流孔、气体喷嘴、排气笛形管、引射器等相结合的方案来实现 NEA 在燃油箱内的快速均匀分配,然而这两种方案并不能根据各燃油箱气相空间的实时变化而及时、主动地调节气流量的大小。 提出利用燃油液面进行自动流量调节的 NEA 分配方案,通过在油箱内布置垂直向下的排气管路,并在管路分支上不断增加排气孔来实现排气量随着燃油箱气相空间实时正向变化的目的, 达到按照每个隔舱气相空间的变化,调节排气量和排气位置的效果。 对比 A350 和波音 787 飞机的 NEA 分配方案的主要特点在于能够主动根据燃油箱内液面变化,及时调节 NEA 流量,以达到更好的快速、均匀分配的效果,值得进行深入的理论和试验研究。

摘要:飞机结冰会造成全机气动性能下降、飞行品质降级等一系列问题,对飞行安全造成极大的威胁。 现代民用飞机普遍装备结冰探测器以应对飞行中的结冰问题。 主导式结冰探测系统是一种新型的自动判断飞机是否进入结冰条件的飞机结冰探测系统,能够有效减少机组操作负担。 首先对主导式结冰探测系统进行了详细的介绍,包括主导式结冰探测系统和传统咨询式结冰探测系统的区别、主导式结冰探测系统优势以及主导式结冰探测系统主要设计难点。 然后阐述了基于磁致伸缩式结冰探测器的主导式结冰探测系统的设计方法,主要在于识别出结冰探测器无法探测的结冰条件,通过将结冰条件预设在防冰系统控制器中,来确保能够在所有结冰气象条件下及时开启防冰系统。

摘要:机翼扭转和经典副翼后缘偏转都是未来可能的智能机翼横滚操纵方案。 采用 Fluent 仿真软件对扭转式机翼与经典副翼构型机翼进行了对比研究,主要分析两者在升阻性能、横滚操纵力矩、压力分布等方面的差异和特征规律,得到了扭转变形机翼相对副翼舵面的横滚操纵当量作用和气动优势。 所设计的机翼方案由于扭转式机翼横滚操纵的机翼变形连续性以及所需扭转角度较小,易于保持流场的附着和稳定,所以达到相同横滚力矩系数,扭转式机翼所需扭转角度为副翼偏转角度的 30% ~ 50% 左右,并且升阻比显著优于副翼式机翼,而且随着操纵角度增大优势更加明显,在大舵角操纵时扭转式机翼升阻比超过副翼式机翼约一倍。

摘要:为了在飞机气动外形设计中获得较为理想的气动性能,必须经过多次的几何建模、模型优化、网格划分、CFD 流场数值模拟以及数据采集与分析等过程,其过程耗时耗力且易出错。 以 DLR-F6 翼身组合体为例,基于 Star-CCM+软件对飞机外流场数值模拟流程进行二次开发,并给出了部分功能的关键代码。 二次开发程序包括以下主要功能:模型导入以及几何处理、 网格划分、物理模型选择、边界条件设置、监测点以及监测面设置、计算参数设置以及计算结果查看等等。 研究结果表明,使用 Star-CCM+二次开发的方法可使飞机外流场的数值模拟按照规范而简单的流程进行,实现一键设置,提高飞机外流场数值模拟的工作效率,保证计算精度以及迭代计算结果的一致性,避免了模拟过程中的遗漏或错误。

摘要:结构互换性不仅影响飞机的维护性和运营性,对降低制造成本和总装周期也起到至关重要的作用。 翼身整流罩位于机身-机翼对接区,界面复杂,某机型翼身整流罩结构的装配长达数月。 实现整流罩面板的互换可以大大降低在总装线上的装配工作,提高装配效率。 为了不过度提高制造成本,需寻求一种工程可接受的设计补偿。 通过强度试验研究大间隙配合对连接承载能力的影响。 试验结果表明,相比一般间隙配合,大间隙配合的连接强度和刚度稍有降低,失效模式一致,均为紧固件拉脱。 基于试验结果,提出一种大间隙配合的整流罩面板连接设计可以实现面板互换,为翼身整流罩设计提供参考。

摘要:民用飞机气源系统风扇进气入口作为冷边引气的关键部件,其气动外形设计的优劣直接影响到发动引气系统的性能。 总结了风扇进气入口的设计流程,采用参数化设计、三维流体力学仿真评估和风洞试验的步骤,实现了设计闭环。 梳理了设计要求和设计点选取原则,确定了主要设计要素的理论计算方法,开发了一套参数化设计的程序,并通过仿真和试验的方法对设计结果进行了验证。 对后续型号设计提供了指导和参考,提高了设计效率。

摘要:针对民用飞机大量使用的延性材料 2024-T42 和 7050-T6 的标准试样和开孔试样在拉伸载荷下的失效模式及失效载荷进行了试验研究,基于材料应力应变曲线建立了有限元模型并对其结果进行验证,提出了开孔金属结构局部高应力下的静强度判别准则。 试验结果表明:孔折减系数起决定性影响的是材料的屈服应力与极限应力之间的差值,差值越大,孔折减系数越小;在此基础上研究孔边单元的网格质量(粗网格和细网格)及孔边埋头窝对有限元分析结果的影响,分析结果表明:孔边的网格质量(粗网格和细网格)和埋头窝对孔折减系数影响较小,所建立的延性金属结构局部高应力静强度判别准则合理且具有工程价值,对于 2024-T42 和 7050-T6 两种延性材料利用该局部高应力静强度判别准则进行计算的保守裕度分别为 0. 1 和 0. 04。

摘要:复合材料蜂窝夹层结构随飞机起飞-巡航-降落过程中,反复经受内外压差载荷。 为研究地空地压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中蒙皮和蜂窝之间胶接面分层扩展行为的影响,设计了可叠加压差疲劳载荷谱和压缩疲劳载荷谱的试验装置, 对含预埋分层的复合材料蜂窝夹层平板开展了重复载荷试验研究,一组试验施加压缩疲劳载荷谱,另一组试验施加压缩疲劳载荷谱叠加地空地压差载荷谱。 破坏试验件的剖切检查表明预埋分层沿垂直于压缩载荷方向在胶接层内扩展。 在约 80% 极限载荷水平的压缩疲劳载荷谱下,分层初始经历一段缓慢扩展,达到一定程度后开始加速扩展直至破坏。 叠加的压差载荷谱使分层扩展速率显著加快。 基于试验构型的有限元仿真分析表明压差载荷作用下蒙皮与蜂窝之间的面外剥离应力是导致损伤扩展加快的主要原因。

摘要:在保持原有的设计架构尽可能不变的情况下,运输类飞机可通过增加辅助燃油箱来实现短期内快速增程的目的,以达到大航程、长航时的设计目标,同时后续可作为多类特种飞机的改装平台。 由于辅助燃油系统并不直接向发动机供油,而是在巡航阶段将燃油转输至基本型燃油箱内,因此在早期运输类飞机辅助燃油箱系统架构设计阶段,需尽早确定辅助燃油箱到基本型燃油箱的转输参数与转输策略,以便作为输入开展系统架构的权衡与多轮迭代。 参考已有运输类飞机设计工程经验,通过对不同权衡方案进行对比分析,给出了在当前某型飞机辅助燃油箱最大设计载油量条件下的燃油转输速率和转输策略,同时考虑了最大载油量变化对分析结果的影响。 研究形成的分析思路和方法对其余运输类飞机辅助燃油系统的设计具有一定的参考。

摘要:近年来,基于压电传感器和 Lamb 波的结构健康监测技术因其对小损伤敏感以及监测范围广等优点被广泛地研究并应用于飞行器上。 由于材料特性以及其它复杂因素的影响,压电传感器采集的信号与原始信号并不能够完全一致,需要后续补偿处理。 针对圆形压电传感器,从其工作机理出发,推导了其动态特性的理论公式,建立起传感器数学模型。 利用 MATLAB 建立数学建模仿真得到传感器模型的动态特性曲线,并与实验获得的标定曲线进行了对比,验证了模型的合理性。 为了改善压电传感器的动态特性,采用零极点配置法设计了动态补偿滤波器。 结果表明,经过补偿的压电传感器的各方面动态指标较未补偿前有了很大的改善,响应速度得到了很大的提高,工作频带从 315. 9 kHz 拓宽到 609. 1 kHz,说明经过补偿后的压电传感器可以应用到工程实践当中。

摘要:适航规章 CCAR-25 中给出了航空器暴露在高强度辐射场(HIRF)中应满足的抗干扰要求,针对某型号民用飞机电子电气设备舱门对 HIRF 环境防护能力较弱的问题,提出一些提升舱门 HIRF 防护能力的优化设计建议。 在对飞机电子电气设备舱门 HIRF 防护能力研究时,以该型号民用飞机电子电气设备舱门为研究对象,将舱门与电子电气设备舱结构模型简化成复杂金属腔体开环形孔缝的模型,并类比开孔矩形金属腔体的电磁屏蔽效能的研究,归纳出可能提升结构 HIRF 防护能力的结构优化设计方向。 依据优化设计方向规划了 3 个舱门结构优化方案,并对该型号民用飞机进行低电平扫掠场(LLSF)试验以验证优化方案的有效性,对试验结果分析表明,所提的建议对于提高电子电气设备舱门 HIRF 防护能力是有效的。

摘要:通气浮子阀对民用客机燃油箱的通气起着重要作用。 某民用大型客机配套的通气浮子阀在验证过程中先后出现了结冰试验卡滞、额定流量下通气关闭等故障,无法保障飞机燃油箱的正常通气。 针对结冰试验故障,对产品的活门座、支架等零件进行了结构优化,并对活门座表面喷涂疏水性涂层,改进后产品通过了试验验证;对于产品在额定流量下通气关闭的问题,使用 Fluent 对燃油箱通气过程进行了流场仿真,并提取不同流量点下产品所受到的气动关闭力矩,对气动关闭力矩和重力打开力矩进行分析比较,根据计算结果对产品进行改进,解决了产品在额定流量下通气关闭的问题。

摘要:民用飞机设置燃油温度指示系统对燃油箱内的燃油温度进行持续监控,以避免燃油结冰,并确保燃油系统向发动机/ APU 提供的燃油符合温度要求。 介绍了民用飞机燃油温度指示系统的组成和设计要点,以单通道民用客机为例对燃油温度告警设定考虑因素及告警值设定、告警等级及飞行员操作等进行分析。 提出燃油温度传感器安装位置应考虑飞机燃油泵安装位置及耗油顺序、耗油规律,燃油温度告警类型应考虑飞机系统设计架构,针对飞行过程中燃油箱内燃油温度会增高的构型设置高温告警,除特殊构型外应设置燃油低温告警,燃油低温告警阈值应综合考虑燃油冰点、发动机/ APU 正常工作所需的入口燃油温度,确保燃油箱内的燃油温度符合要求。 低油温告警触发后,飞行员应结合燃油种类及冰点对飞机进行操作。

摘要:对于客/ 货两用飞机货舱烟雾探测系统,国内尚未开展过其功能验证试验,缺乏相应的试验标准。 为了对某型客/ 货两用飞机货舱烟雾探测系统进行考核,借鉴民用运输类飞机常用的烟雾探测试验方法开展研发试验,结果表明试验方法并不适用。 为重新制定试验方法,分析了不同种类烟雾发生器的特点,给出了烟雾发生器的选择建议。 根据该型机货舱烟雾探测系统特点,提出了新的烟雾量确定方法及发烟位置选择方法。 基于该型机的使用环境,确定了试验条件,形成了最终试验方案,完成了对该型机货舱烟雾探测系统的考核。 该试验方法可为后续客/ 货两用飞机货舱烟雾探测系统考核试验提供参考。

摘要:机翼热气防冰数值模拟中,根据 N-S 方程求解流场,用 Euler 法获得水滴撞击特性,通过蒙皮导热将求解得到的内外流场进行耦合传热并达到稳定后,开始模拟结冰,来进行机翼热气防冰及形成溢流结冰的数值计算。 计算结果表明,热空气防冰数值模拟是可行和合理的。 采用数值模拟方法对机翼热空气防冰过程进行了模拟,得到了由于引气温度不足或机翼热空气保护面积不同而导致的不同溢冰高度和位置。 分析了供气温度、防冰区域对翼面溢流冰形成的影响。 结果表明:供气温度直接正向影响热交换后蒙皮表面温度。 供气温度越低,溢流冰形高度越高,对气动特性影响也越大;热防护区域范围对溢流结冰结果也会产生影响,热防护区域越大,冻结位置距离驻点越远,而且冰形高度越低,对气动特性影响也越弱。

摘要:民用飞机试飞中拖锥部件一般拖出于机体后部一定距离来测量大气的静压,得到的数据用以对飞机的静压系统(总静压管、静压源)测得的静压数据进行校准。 了解拖锥的测压特性对提高静压校准,乃至空速校准都有着重要的意义。 目前对拖锥系统的校准方法主要为塔校,该方法覆盖的飞行马赫数一般在 0. 4 以下。 为了得到拖锥高马赫数下的测压特性,创新性地在跨声速风洞中对其进行了研究。 研究使用了真机使用的拖锥作为主要试验件,全面分析并设计了专门的试验方案,利用跨声速风洞试验技术,在 0. 3 至 0. 82 马赫数范围内对拖锥管路进行了固定角度以及全自由拖锥风洞试验,得到了有规律的压力测量数据。 研究内容补足了拖锥校准的马赫数覆盖范围,完善了拖锥校准体系。

摘要:在正常天气环境下,民机驾驶员在驾驶舱内进行视觉作业(如观察判读仪表、显示器等)处在一个较为舒适的光环境中,但在恶劣天气环境下,驾驶舱内突然出现的强眩光源会造成飞行员视觉、生理以及空间方向感的损害,使飞行员的反应时间受到限制,直接威胁到飞行安全。 在光环境模拟中的云雾闪电模拟系统设计,针对云层、闪电这两种自然现象的不同模拟指标,采用云雾模拟系统和闪电模拟系统分别在地面进行云雾闪电模拟,实现了在地面模拟恶劣天气环境,如雷暴雨、穿云层等,能为驾驶舱的光学集成设计、视觉工效设计、验证试验、人因工程研究等提供多功能、可复现的光学验证条件。

摘要:串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。 针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用 CFD 方法进行了数值模拟计算。 通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。 两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。 而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。

摘要:电子地图是民机试飞中常见的监控应用,用于实时反映试飞飞机的位置、航迹和空域等信息。 但传统的电子地图功能单一,存在无法动态更新空域、不能航后回放以及不支持多架机集中监控等问题,无法满足当前试飞安全监控需求。 基于 GMAP. NET 组件设计研发了一款新的二维电子地图实时监控软件,采用多线程调度、动态图层等技术,集成了时序数据库,在实现多架机试飞航迹实时监控的同时,支持航迹信息的实时存储、回放和空域信息的在线更新。 通过在某国产大型客机试飞现场的测试,软件可满足试飞航迹的安全监控需求。

摘要:结构检查的可达性对于航空公司的定检维修相当重要,而针对民用飞机的结构可达性分析的研究相对较少。 从适航条款的要求出发,结构可达性可分为目视检查(一般目视检查和详细目视检查)任务、无损检测任务和更换、调整任务,而检查类型任务才是可达性分析的重点。 提出了一种结构检查可达性的分析方法,总结了目视检查任务和无损检测任务两种类型任务的检查要求,根据检查任务的检查要求,基于人体实体可达性、结构本体可达性、光照情况和维修资源使用情况四个角度,提出可达性检查等级,可达性检查等级结合检查任务实施的检查门槛值和检查重复间隔,给出可达性分析结论。 通过某型飞机详细目视检查任务和无损检测任务的案例分析,可以看出此结构检查可达性分析方法易于操作,并可以给出明确的可达性结论,为可达性措施条款的符合提供了一种分析途径。

摘要:合理高效的停机位分配能提高机场运行效率和旅客满意度。 首先,以旅客步行时间、航空器进/ 出港滑行时间最短为目标函数,增加同一航空公司的航空器集中停靠约束建立模型。 之后设计禁忌搜索算法,以上海浦东国际机场为对象开展实例分析,对比机场原始停机位指派方案,旅客步行时间、进/ 出港滑行时间分别减少 5. 04% 、25. 28% 和 6. 36% ,并进行权重灵敏度分析,建议旅客步行时间权重不超过 0. 7。 最后,基于 Flexsim 设计仿真实验,进/ 出港滑行时间和冲突次数均减少,可接受延误水平下滑行系统服务航班量增加 3. 30% ,进/ 出港最大滑行延误时间减少 9. 09% 和 2. 94% 。

摘要:基于概率统计的可靠性分析研究对于航空复合材料结构有着重要的意义,一是航空结构尤其是民航结构的安全性要求极高,需要尽可能地预测或判断发生故障的可能性;二是复合材料的变异因素较多,采用传统设计导致折减系数较高。 目前复合材料结构设计仍以安全系数的方法来保证结构的可靠性,在此过程中并不进行正式的风险评估,而基于概率的可靠性分析则设定一个可靠性目标来代替安全系数,但它需更成熟的概率统计方法以及大量的样本数据,所以只能作为传统结构设计的补充,在安全裕度不足时进行风险预测。 论述了航空复合材料可靠性概率分析的历史演变、意义、主要理论方法以及一般步骤等内容,同时对复合材料结构的可靠性分析的未来进行了展望,为复合材料可靠性分析的发展和研究提供一定的参考。