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在出现了2次高度引人注目的与尾流紊流度有关的事故之后,FAA对使用尾流旋涡间隔标准进近和到达的飞机重量分级系统进行了全面审查。审查工作组由政府和行业代表组成,包括生产厂家、航空公司和飞行员。根据工作组的建议,对最终导致尾流旋涡间隔标准变动的飞机重量分类作了改动。新的重型、大型、小型飞机的重量(最大认证起飞总重)分级定义为:·重型飞机:起飞重量大于255000磅的飞机,与任一飞行阶段重量无关。·大型飞机:起飞重量大于41000磅,小于255000磅的飞机。·小型飞机:起飞重量在41000磅以下的飞机。以前的重量分类相应数… 相似文献
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《航空标准化与质量》1980,(Z3)
1.范围1.1范围 本规范适用于飞机气氧(450和1800磅/英寸~2—表压)系统的设计和安装通用要求.1.2分类 飞机氧气系统可分为下列类型:I型——高压系统(1800磅/英寸~2—表压)Ⅱ型——低压系统(450磅/英寸~2—表压)2.能应用到的文件在招标或征求方案之日,下列文件的有效版本,在本规范规定的范围内构成本规范的一部分。 相似文献
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采用数值模拟方法研究了自紧工艺对碳纤维缠绕复合气瓶的应力分布和疲劳性能的影响。基于ANSYS商用有限元分析软件,考虑气瓶封头部分碳纤维缠绕层的角度和厚度沿封头子午线的连续变化,建立了有限元模型。分析验证了54 MPa自紧压力对复合气瓶零压和35 MPa工作压力下内衬和复合材料缠绕层应力的影响,并利用Coffin-Manson公式预测了复合气瓶的疲劳寿命。结果表明,自紧后复合气瓶内衬在工作压力下的最大应力减小了29.1%。有限元计算的疲劳寿命结果与实验测定结果之间的误差<8%,验证了有限元模型和计算方法的正确性。 相似文献
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采用渐进损伤的分析方法对纤维全缠绕铝内胆气瓶的力学行为进行分析。基于三维Hashin失效准则,自定义刚度折减方案,编译VUMAT子程序,实现了复合材料层合板损伤的产生和演化过程的模拟。依据经典网格理论并结合实际情况,建立气瓶有限元模型。分析了复合材料层渐进损伤发展和累积的过程,验证了自紧工艺对提高气瓶承载力的必要性,提出了合理的自紧力范围。研究结果表明,损伤发生的顺序或可能性:基体拉伸拉伸分层纤维拉伸/基体压缩,且损伤大都从螺旋缠绕层开始。除基体拉伸损伤由封头向筒体发展,由复合材料外层向内层发展,其余损伤大都从筒体中部向两端发展,由内层向外层发展。当自紧力为最大工作压力的1.5~1.65倍时,气瓶的应力分配得到改善,承载能力得到提高。从减少复合材料的损伤和最大程度降低内衬应力的角度,最优自紧力应为最大工作压力的1.5倍。 相似文献