通用飞机全尺寸疲劳验证试验技术

全尺寸疲劳验证试验是新型通用飞机取得单机适航证的前提条件,是飞机服役后持续适航的重要保障。本文以"小鹰"-500飞机的全尺寸疲劳验证试验为例,从适航条例CCAR-23.572条款的要求出发,对"小鹰"-500飞机的全尺寸疲劳验证试验技术做以全面总结,给出了一套行之有效的编谱方法、试验方法,为今后同类飞机的疲劳验证试验提供参考和借鉴。     

民用飞机结构的全尺寸疲劳试验

进行全尺寸疲劳试验是新型民用飞机取得型号合格证的必要前提,也是对疲劳和损伤容限设计准则和评定技术的考核验证。从适航条例的最新要求出发,对民机结构的全尺寸疲劳试验作综述,并以波音777飞机的全尺寸疲劳试验为例,对试验相关的各项技术要点,特别是试验载荷谱予以阐述。     

小鹰-500飞机疲劳验证试验载荷谱工程修正方法

针对小鹰-500飞机全尺寸疲劳验证试验中出现的左右机翼前辅助接头及与机身连接区不同程度的疲劳裂纹问题,分析了裂纹产生的原因,采用飞机疲劳载荷的工程算法,对小鹰-500飞机疲劳载荷谱中的部分载荷进行了修正,使用修正后的载荷谱完成了疲劳适航验证试验,该方法为国内通用飞机的疲劳设计、试验和适航取证工作做了探索,为后续型号试验积累了经验。     

民用飞机复合材料主结构适航符合性研究

介绍了民用飞机复合材料主结构适航取证方法。该取证方法是基于试样和组合件试验支持的分析方法,符合FAA和EASA发布的指导条例。根据FAA新近发布的资讯通报AC20—107B,给出了复合材料主结构静强度、疲劳和损伤容限符合性方法需遵循的原则。最后给出了全尺寸复合材料部件静强度、疲劳和损伤容限试验流程。研究的复合材料主结构取证方法符合适航当局颁布的适航规章和咨询通报要求。     

波音777复合材料尾翼设计试验体系分析

重点分析了波音777复合材料水平尾翼和垂直尾翼设计试验体系的构成及内容。777复合材料尾翼结构在设计过程中采用了积木式试验方法，进行了一系列的试样级、元件级、典型结构级、盒段级和全尺寸级设计试验，这些试验提供了适航要求的数据和结论，全面验证了分析方法。这个试验体系确保了777复合材料尾翼结构的成功研制。     

B777全尺寸静力和疲劳试验

在B777的研制过程中，波音公司除了用分析方法对结构完整性和安全性进行估算外，还通过结构试验对分析结果进行了验证。结构试验着眼于新飞机的各个方面，包括用于新材料性能研究的小试片试验、机身长桥等结构元件试验、机翼上壁板等组件试验、机身部件试验乃至全尺寸静力和疲劳试验。为满足适航审查要求，验证结构分析方法，尽早发现结构缺陷，波音公司用两个完整的机体结构和一个单独的水平安定面进行了B777静力和疲劳试验。全尺寸试验大纲主要包括：飞机构型、试验硬件、载荷情况和施加方法、用于收集试验数据的仪器、试验进行中试验完…     

ARJ21-700飞机模型自由飞失速改出伞验证技术

主要介绍ARJ21-700飞机模型自由飞失速改出伞的飞行试验验证方法.首先介绍了试验的准备情况,包括试验总体方案、模型改装和地面试验;在此基础上,阐述了全尺寸飞机及其模型失速改出伞的确定方法,并根据所选定的失速改出伞的最佳组合参数进行了飞行试验.试验结果表明,在操纵杆回中情况下,失速改出伞能够使飞机快速改出深失速状态,可为飞机适航取证试飞提供技术支持.     

大型民用飞机缝翼全尺寸静力试验载荷设计

研究了大型民用飞机前缘缝翼全尺寸静力试验载荷设计技术，以实现对缝翼结构安全性的考核和强度分析方法的验证。针对前缘缝翼尺寸小、曲率大、受载工况复杂的特点，提出了试验基准载荷筛选、试验实施载荷转换和试验加载方案优化的方法，形成了一套符合适航要求的试验载荷设计流程。基于最小安全裕度原则进行试验基准载荷的筛选，建立试验加载局部坐标系将气动分布载荷转换成试验集中载荷，为了准确模拟机翼大变形状态下缝翼的受载状态，对试验载荷进行斜加载。与理论载荷的对比分析结果表明了试验载荷设计的有效性，试验结果表明了所形成的载荷设计技术可以实现对前缘缝翼结构静强度的适航验证。     

民用飞机RNP AR适航验证方法研究

从民用飞机特殊运行审定的角度出发,研究并提出了一种适用于RNP AR运行能力的适航验证方法,并将验证试验主要分为模拟器试验和飞行试验。本文提出的适航验证方法完整、明确,对于民用飞机特殊运行审定阶段的RNP AR适航验证具有一定的借鉴作用。     

CCAR23部飞机HIRF防护适航验证方法研究

民用飞机为获得在高强辐射场环境中的运营许可,必须按照适航当局发布的高能电磁辐射场( HIRF )防护相关适航条款进行防护设计和适航验证。当前确定航空器内部 HIRF 环境主要通过试验方法和相似性评估法,具有工作量大、测试成本高等缺点。针对仅有 A 类显示系统的 CCAR23 部飞机首次使用数据推算方法,确定飞机内部 HIRF 环境电平,用于实现整机的 HIRF 防护适航验证;提出一套适用于 CCAR23 部飞机 HIRF防护适航验证的方法,分析该方法的关键技术及可行性。本文所提出的方法已应用于 Y12F 飞机 HIRF 防护适航验证的实际工程,有效降低了整机 HIRF 防护适航验证的复杂程度,节约了整机试验所需的测试成本,提高了试验效率,为民用航空器 HIRF 防护验证提供参考。     

直升机旋翼防/除冰系统适航审定方法研究

介绍了直升机旋翼防/除冰系统适航审定的程序和主要验证方法,重点研究了美国和欧洲民用直升机防/除冰系统的鉴定方法和特点,提出了一些针对国产直升机旋翼防/除冰系统适航审定方法的建议。     

民用飞机ETOPS重要系统适航审定研究

延程运行（ETOPS）是国际民航组织为了保证民航飞机安全飞行提出的一项运行要求,被广泛应用于洲际航线,尤其是跨洋飞行。ETOPS型号设计批准的核心是ETOPS重要系统的适航审定。对ETOPS重要系统的审定工作进行研究和讨论,分析ETOPS重要系统相关的适航条款要求,提出ETOPS重要系统确定方法和验证方法,明确有时间限...     

航空发动机CCAR33-R2.75条款适航符合性验证方法研究

针对航空发动机适航取证的安全性需求,对航空发动机CCAR33-R2.75适航条款进行了解读与分析,明确了该条款的验证要求和方法.将功能危险分析法、故障树分析法和故障模式与影响分析法运用到该验证方法中,并提出了航空发动机CCAR33-R2.75条款适航符合性验证的流程.最后对某型航空发动机进行实例分析,验证了发动机不可控火情对CCAR33-R2.75条款的符合性.该安全性验证方法能够为航空发动机CCAR33-R2.75条款适航符合性验证提供支持.     

面向适航认证的模型驱动机载软件构件的安全性验证

 在软件开发的过程中为适航认证提供证据,已成为机载软件开发的研究热点。现代复杂机载软件多为构件化分布式架构,如何有效验证构件之间安全性依赖关系与适航认证标准当中规定目标的一致性,是机载软件设计阶段的一个重要问题。首先,使用系统建模语言(SysML)块图建立带有安全性特征的系统静态结构模型,将其转换为块依赖图以便进行精确的形式化描述。在此基础上给出形式验证方法,检验系统静态结构模型中的安全性依赖关系与适航认证标准中所规定目标之间是否一致。最后,通过一个飞机导航系统的例子说明如何将该方法应用于机载软件开发的过程中。利用这种方法对系统静态结构模型的安全性依赖关系进行验证,能够提高系统整体的安全性,并为适航认证提供证据。     

民机大气扰动适航符合性评估方法研究

大气扰动是影响航空安全的重要因素,在适航条例中多有涉及,对民用飞机进行大气扰动适航符合性评估是民机适航取证的重要一环。基于我国《运输类飞机适航标准》,筛选归纳大气扰动适航条例,深入分析、细化其中与飞机操稳特性相关的大气扰动适航条款要求,依据美国军用飞行品质规范MIL-STD-1797A提炼并量化条款指标,使用操纵品质等级评定方法(HQRM),以严重程度与发生概率相关联的形式考虑大气扰动影响,通过算例验证量化指标与HQRM方法在进行相关适航条款符合性评估中的适用性和有效性,提出一种将大气扰动定义为使飞行品质降级的因素,结合量化指标对飞机相应飞行品质要求做出规定的评估形式,为飞机研制阶段的大气扰动适航符合性分析验证和相关条款的适航审定工作提供参考。     

民用飞机燃油系统负加速度试飞技术研究

一个新型的民用飞机要投入航线使用,必须经过适航合格取证试飞,获得型号合格证、生产许可证和适航证,具备三证才允许走向市场。民用飞机适航取证试飞项目有许多,其中负加速度试飞是民用飞机燃油系统适航取证试验的重要验证项目。民用飞机负加速度试飞在国内尚属首次,具有对机组操纵技术要求高、风险难度大的特点。结合某型民机燃油系统合格审定试飞,研究了民用飞机负加速度的试飞技术,提出了用抛物线试飞方法来完成负加速度试飞任务。主要介绍了负加速度试飞中可能出现问题、试飞前应准备的工作、试飞方法等,并对试验结果进行了分析。     

Y12F飞机噪声局方并行试飞适航审定技术

民用飞机为获得型号合格证,应按照有关噪声适航规章条款进行噪声适航合格审定,噪声测试飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC和FAA发布的相关噪声适航文件为基础,研究了Y12F飞机噪声测试并行飞行试验所涉及的测试设备、试验场地、气象条件、飞行试验程序、数据测量和处理等方面的适航审定技术。所构建的噪声测试飞行试验适航审定方法,有效地指导完成了Y12F飞机噪声测试的适航验证工作,并完成CAAC和FAA同步审查,为获得CAAC型号合格证和FAA型号合格证奠定了基础。该研究成果可为螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机等新机型的噪声适航合格审定提供借鉴和指导,同时也可为意愿获取FAA型号合格证的申请人提供参考。     

民机机组氧气面罩快速佩戴适航验证要求研究

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。     

航空发动机限寿件批准寿命适航验证方法

以传统的安全寿命法为基础,研究了航空发动机限寿件批准寿命适航验证流程和审定要素.以限寿件适航要求和咨询通告符合性方法为指导,借鉴航空发动机通用规范对关键件的定寿管理方法,从计算分析验证和试验验证给出限寿件批准寿命适航符合性验证的流程和方法.以典型的民用航空发动机为例研究了限寿件的判定准则.从限寿件结构危险点的判定方法、载荷谱的处理和应力分析给出了限寿件批准寿命计算分析验证的关键技术;从试验条件、试验温度方案、试验应力系数和散度系数的获取给出了限寿件批准寿命试验验证的关键技术.为航空发动机限寿件批准寿命适航审定提供指导方法,也为中国民用航空局编制航空发动机限寿件适航咨询通告提供参考依据.      

航空发动机涡轮噪声适航性评估平台设计及应用

涡轮噪声是航空发动机的重要噪声源,其噪声评估对飞机适航取证非常重要.为解决涡轮噪声适航性评估难的问题,将NASA涡轮噪声预测方法和中国航空发动机噪声适航标准相结合,利用Matlab GUI软件设计了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台.该平台具有界面友好、操作简单、可视化显示等优点.通过将预测结果与涡轮静态测试噪声数据进行对比以及软件对包括涡轮转速、涡轮叶片数和涡轮直径对涡轮噪声适航性影响分析功能展示,验证了所设计平台的有效性和实用性.