“空中国王”300型飞机空调系统故障分析

介绍了"空中国王"300型飞机空调系统组成、结构及基本原理,分析了空调系统故障多发性的原因,可为该机型空调系统的维护提供借鉴。     

SR20飞机空调系统概述及故障分析

针对西锐SR20飞机搭载空调系统的结构特点,对该系统的工作原理进行概述,并结合2019年洛阳分院使用维护期间该系统出现的故障原因进行分析,为该型飞机空调系统的日常维护和排故提供参考。     

波音737-800空调制冷故障分析及健康监测

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。     

A320飞机空调系统故障的分析与处理

飞机的空调系统能给驾驶舱和客舱提供选定的温度,补充新鲜的空气,保证机组和旅客的舒适性。本文结合各航空公司A320飞机空调系统故障的维护经验,介绍了排除A320飞机空调系统故障的一些体会。     

一种快速定位SR20飞机空调系统渗漏漏点的方法

某飞行学院的SR20型飞机选装了空调系统,统计发现该机型空调系统故障率较高,表现为空调不制冷、制冷剂压力不足等。本文通过对空调系统构型、工作原理和常见渗漏故障的分析,结合维护手册的排故建议,提出一种能够快速定位空调系统渗漏点的方法——适压渗漏检测法,以缩短排故时间,减少飞机停场率,保证飞行训练正常用机需求。     

波音737NG机队空调性能趋势监控方法研究

波音737NG机队空调系统故障率较高,一定程度上影响飞机运行安全和服务质量,导致维护成本上升。本文在研究空调工作原理的基础上,结合数据积累,开发了空调性能监控方法,并对监控方法进行了解读和说明。     

E190飞机空调温控系统无故障信息故障模式分析

飞机空调温控系统对飞机运行品质有着重要的影响.本文以E190飞机为研究对象,梳理机队运行数据,基于空调温控系统工作原理分析其故障模式以及排除方法,为同机型或同类型温控系统的日常维护、排故提供参考.     

A319空调／引气系统故障浅析

本文介绍了A319飞机空调及引气系统的各种故障，详细分析故障原因，提出相应的排除技巧和维护方法，有利于提高A319飞机的维护水平，为广大乘客提供安全舒适的旅行环境。     

VRV变频空调经济分析

随着社会经济的不断发展，人们对空调的品位、节能、维护管理及环保性要求越来越高，基于此目的，日本大金空调于1982年开发出了VRV变频智能中央空调产品，打破了传统的中央空调(水冷冷水机组 热水锅炉 空调末端)设计理念，使设计、安装、运行及维护管理更为简单、方便，更为节能。从而，开创了中央空调的新视野及多元化。尤为人们所注意的是最近新开发出来的无公害环保性VRV变频智能中央空调产品，它采用的制冷剂HFC-407C，不会破坏大气臭氧层，因此，应用前景更为乐观。     

A320空调/引气系统故障浅析

A320飞机空调及引气系统故障具有多发性、重复性、复杂性,据有关部门统计,这两个系统的年故障总数占整个飞机故障的1/3还多。虽然空调及引气系统的故障一般不会影响到飞机的安全飞行,但为了乘客乘坐的舒适性,维护人员每天都必须花费大量的精力及维护排除空调及引气系统的故障。气滤及类气滤部件的定期维护及故障分析1.气路堵塞A320飞机的空调及引气系统,为了过滤引气中的灰尘和杂质,以及为了降低引气温度而进行的热交换,在飞机的许多部位和部件中都安装了气滤或热交换器,为了进行充分的热交换,在热交换器内部装有很多细密的隔栅,空气流经它…     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。