双发越洋飞行还是会有问题

目前，欧洲空中客车公司所有的A300—600、A310和A330双发客机，都取得了180分钟的双发延程飞行许可证，所有A320系列客机取得了120分钟双发延程飞行许可证，全世界总共有36家空客飞机用户进行双发延程飞行，已累计飞行180万个飞行小时，29000次起落。应该说，双发延程飞行适航条例的实施是很成功的。但是，现在有些航空公司提出，要将180分钟双发延程飞行的限定时间放宽到207分钟。主要原因是双发飞机在飞越太平洋航线时遇到了来自适航性和使用环境方面的压力。从下页表中可以看出，在太平洋航线上的双发延程飞行时间比在大西洋航线上要…     

双发直升机回避区曲线研究

针对直升机安全飞行和双发直升机回避区曲线更为复杂的问题开展了研究。首先,提出了双发直升机回避区双曲线的概念,并总结了双发直升机回避区曲线的关键参数点。然后,提出了一种基于功率/能量平衡关系的双发直升机回避区曲线的计算方法,对双发直升机单发失效(OEI)和全发失效(AEI)时的回避区进行了区分,并以垂直速率法确定了双发直升机低速回避区拐点和高速回避区起始点的速度。最后,进行了算例计算及结果分析。研究结果表明,所提出的垂直速率法在计算双发直升机回避区曲线时有较高的精度,得到的结论合理可行。     

民用飞机非对称动力时的飞行品质研究

民用飞机发生非对称动力飞行时,要求其能够继续安全飞行并着陆。对于双发飞行器而言,单发失效的概率较大,在此情况下,飞机必须采取相应的操纵来保持飞机安全飞行。因此,有必要对其飞行品质进行研究。通过对六自由度运动方程进行仿真计算,研究了飞机非对称动力时的操稳特性,并总结了其飞行品质的验证方法。仿真结果表明该方法是有效的,并具有一定的工程设计指导作用。     

A330海上双发熄火引起对ETOPS的新关注

今年８月２４日，跨大西 洋航空公司（ＡｉｒＴｒａｎｓａｔ）的一架Ａ３３０－２００双发飞机在大西洋上空作越洋飞行时，发生双发相继熄火的迫降事故，使业内人士颇感震惊，促使适航当局、航空公司、制造商迅速采取行动，着手发动机和燃油系统的审查、并对公司的培训和维修情况进行调查。 在这一灾难性事件发生之后，飞行安全专家再次关注双发延程飞行弓泼的各种问题。事后，加拿大运输部部长戴维·科理尼特表示，跨大西洋航空公司同意加拿大运输协会的要求，对所有机组成员进行特别的ＥＴＯＰＳ培训，并审查所有的相关程序，包括燃油管理…     

直升机动力失效响应特性分析

建立了旋翼转速衰减方程和机体力矩平衡方程,并结合相关飞行试验数据,分析了直升机动力失效的响应特性及其主要影响因素。研究表明,旋翼转速衰减时间随机体动部件惯性矩之和的增大而增加,随旋翼需用功率增加而减小,直升机的结构、气动特性及飞行状态等对其动力失效响应特性具有明显影响,分析结果为制定直升机动力失效特情处置方案提供了参考依据。     

飞行特情处置的心理学分析

对飞行特情处置成败原因的探讨一向受到航空心理研究人员的重视,尽管观点多种多样,但人们比较一致的看法是,飞行特情的处置主要受飞行员的飞行技能、飞行经验的影响。然而,近年来的研究表明,在飞机自动化程度越来越高的现代航空运输中,飞行对飞行员技能和经验的依赖性已经大大降低。飞行员的工作不仅仅体现为怎样处理与飞机的关系,而且更多地表现为如何把握与飞行环境的关系。与此形成鲜明对比的是,飞行员的飞行品质对飞行特情处置的影响越来越突出。研究人员注意到,即使置身     

双发飞机延程飞行及发动机可靠性

双发飞机延程飞行的历史与现状早在1936年美国实施的联邦条例就要求飞机获得批准飞行以前,申请者要证实沿计划飞行航路每隔185公里至少有1个可以安全起飞和降落的备降机场,不管地形地域的情况如何。此条例限制了双发飞机飞行的航路,影响了双发飞机的飞行距离。 50年代初期,由于活塞式发动机故障率随着发动机马力增大而增高,这给双发飞机飞行安全带来了很大问题。为此,美国联邦航空局(FAA)     

无人机路径规划中的环境和威胁模型研究

为了提高无人机执行任务时的突防能力,在进行飞行路径规划时必须对战场环境中的威胁环境进行评估,而威胁环境中的威胁估计与飞机被雷达或类似的传感器探测出的风险度有关,需要考虑的信息包括无人机传感器范围内的威胁位置和强度.路径规划算法依赖于路径规划空间的建模方式,包括环境建模和威胁源建模.目前针对规划空间环境和威胁模型的建模方法缺乏系统分类和论述.分析了战场环境的建模方法,研究了规划空间的离散建模方式,根据无人机飞行过程中可能遭遇的威胁类型进行威胁源类型的划分,并针对三种威胁类型分别建立威胁风险模型,为无人机在复杂环境下的路径规划实现做了参数准备.     

系统安全性评估中飞行机组人为因素的分析方法

随着飞机系统日益高度综合复杂和自动化水平逐渐提高，飞行员在应对失效或应急情况时往往准备不足，纠正动作可能是不正确、不及时或不完整的，因此系统安全性评估中迫切需要考虑飞行机组人为因素问题。通过分析CCAR25.1309（b）和（c）条款的要求和飞行机组对失效的处理过程，基于功能危险性评估中的失效状态，提出人为因素需求的捕获方法和人为因素分析方法；通过在型号中应用这些方法，从失效状态向告警和程序的角度实现安全性正向设计，建立安全性评估中飞行机组人为因素的完整适航符合性证据链。结果表明：本文提出的方法可有效表明对CCAR25.1309（b）和（c）条款中人为因素相关的适航符合性。     

无人机双发固体火箭助推器同步性研究

探讨和分析了无人机采用双发固体火箭助推发射方案时存在的助推器同步性问题。并以某型无人机和火箭助推器为例,进行了火箭助推器的同步性仿真计算以及同步性对无人机发射段飞行稳定性的影响计算,分析确定了影响双发固体火箭同步性的显著因素,并就改善双发火箭同步性提出了相应的技术措施。计算结果表明,火箭助推器同步性对无人机发射段飞行轨迹及稳定性的影响在工程应用上是可行的。     

Prediction of pilot workload in helicopter landing after one engine failure

This paper presents a method to predict the pilot workload in helicopter landing after one engine failure. The landing procedure is simulated numerically via applying nonlinear optimal control method in the form of performance index, path constraints and boundary conditions based on an augmented six-degree-of-freedom rigid-body flight dynamics model, solved by collocation and numerical optimization method. UH-60A helicopter is taken as the sample for the demonstration of landing after one engine failure. The numerical simulation was conducted to find the trajectory of helicopter and the controls from pilot for landing after one engine failure with different performance index considering the factor of pilot workload. The reasonable performance index and corresponding landing trajectory and controls are obtained by making a comparison with those from the flight test data. Furthermore, the pilot workload is evaluated based on wavelet transform analysis of the pilot control activities. The workloads of pilot control activities for collective control, longitudinal and lateral cyclic controls and pedal control during the helicopter landing after one engine failure are examined and compared with those of flight test. The results show that when the performance index considers the factor of pilot workload properly, the characteristics of amplitudes and constituent frequencies of pilot control inputs in the optimal solution are consistent with those of the pilot control inputs in the flight test. Therefore, the proposed method provides a tool of predicting the pilot workload in helicopter landing after one engine failure.     

涡轮轴断裂条件下的涡扇发动机性能建模

为了研究双轴混合排气涡扇发动机高压轴断裂失效后的动态性能，建立了轴断裂条件下涡扇发动机过渡态的共同工作方程，以及各部件考虑容积效应和气体惯性力的模型部件。在此基础上，分析了地面起飞状态和巡航状态下涡扇发动机高压轴断裂后发动机气路参数的瞬态响应规律和机理。研究表明:涡扇发动机高压轴断裂会在不超过05s的时间内导致压气机喘振、涡轮前温度超温、涡轮转速超转等继发性危害事件。在不同飞行状态下出现的轴断裂，上述事件发生的先后次序各不相同。尤其在地面起飞状态下，涡轮超转事件极可能先于压气机喘振现象而发生，012s内涡轮即可达到其破裂转速。这些都需要在航空发动机被动安全设计中给予足够的重视。      

直升机单发失效后自转着陆轨迹优化

建立了直升机单发失效后增广的纵向三维刚体飞行动力学模型,通过选择合适的目标函数、路径约束和边界约束,将自转着陆问题表示成非线性最优控制问题,使用非线性规划方法求解得到自转着陆的最优轨迹和操纵.以UH-60直升机为例,首先计算了自转着陆距离最短的最优解,并与二维点质量模型进行对比.结果表明三维刚体模型在旋翼转速、旋翼拉力...     

基于性能软件和DEM的EOSID设计算法研究

为解决航空公司设计一发失效应急程序(EOSID)手工设计过程中复杂的迭代和计算问题,基于Matlab提出一套可行的EOSID验证算法.使用制造商性能软件BCOP计算得到飞机一发失效航迹KML文件,以起飞飞行航迹起点作为初始点,加载30 m SRTM数字地形文件,基于CCAR 121一发失效规章要求的航迹保护区和垂直越障裕度,计算确定净航迹是否满足规章要求.以丽江机场02号跑道为例,对算法进行了验证实现,结果表明算法能够快速、准确地实现EOSID设计中的越障分析问题.     

直升机尾桨故障及其试飞研究

介绍了直升机尾桨故障类型及其处理方法和试飞方法。探讨了发动机功率、空速、飞行高度等因素对尾故障试飞的影响。在实际试飞的基础上，给出了正确处理尾桨故障的基本方法，为直升机飞行员在飞行时遇到类似故障后的处理及有关研究人员提供了重要的参考。     

飞机总能量控制系统的研究Ⅱ─—非线性控制律综合与仿真

在已设计出的飞机总能量控制系统核心环节的基础上,研究了各种高度和速度控制模态下系统的构成和工作原理;研究了各种非线性安全保护功能在系统中的设置与实现;分析了极限推力状态下,飞机质点能量运动的特点;研究了对轨迹和速度的控制优先级的设置与实现技术;最后对此非线性多变量控制系统进行了综合与仿真,得到了满意的设计与仿真结果。     

Autonomous mission reconstruction during the ascending flight of launch vehicles under typical propulsion system failures

In recent years, Chinese Long March(LM) launchers have experienced several launch failures, most of which occurred in their propulsion systems, and this paper studies Autonomous Mission Reconstruction(AMRC) technology to alleviate losses due to these failures. The status of the techniques related to AMRC, including trajectory and mission planning, guidance methods,and fault tolerant technologies, are reviewed, and their features are compared, which reflect the challenges faced by AMRC technology...     

小型涡喷发动机故障分析及控制系统改进

针对小型高速无人机配装的小型涡喷发动机发生的空中停车故障,以发动机转速异常为顶层事件,以导致顶层事件发生的全部可能性为基本事件建立故障树,结合发动机控制原理及对遥测数据进行仔细分析,确认发动机转速采集信道出现问题导致发动机控制系统进入边界控制,而边界条件设置不合理导致发动机工作在超速超温状态,最终失效.通过采取增加转速采集备份信道、改进ECU控制保护算法、修改ECU档位油门限幅等措施有效地排除了此类故障,提高了发动机工作的可靠性.     

Augmented flight dynamics model for pilot workload evaluation in tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure

An augmented flight dynamics model is developed to extend the existing flight dynamics model of tilt-rotor aircraft for optimal landing procedure analysis in the event of one engine failure.Compared with the existing flight dynamics model, the augmented model involves with more pilot control information in cockpit and is validated against the flight test data. Based on the augmented flight dynamics model, the optimal landing procedure of XV-15 tilt-rotor aircraft after one engine failure is formulated into a Nonlinear Optimal Control Problem(NOCP), solved by collocation and numerical optimization method. The time histories of pilot controls in cockpit during the optimal landing procedure are obtained for the evaluation of pilot workload. An evaluation method which can synthetically quantify the pilot workload in time and frequency domains is proposed with metrics of aggressiveness and cutoff frequencies of pilot controls. The scale of the pilot workload is compared with those of the shipboard landing procedures, bob-up/bob-down and dash/quickstop maneuvers of UH-60 helicopter. The results show that the aggressiveness of pilot collective and longitudinal controls for the tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure are higher than those for UH-60 helicopter shipboard landing procedures up to the condition of sea state 4, while the pilot cutoff frequency of collective control is lower than that of the bob-up/bob-down maneuver but the pilot cutoff frequency of longitudinal control is higher than that of the dash/quick-stop maneuver. The evaluated pilot workload level is between Cooper–Harper HQR Level 2 and Level 3.     

着陆进场时的最小可操纵速度

简要叙述了飞机在着陆复飞时临界发动机突然失效情况下的最小可操纵速度和临界发动机不工作进场形态下的最小可操纵速度的试飞目的、方法、要求及注意事项，并结合试飞体会，归纳了驾驶飞机的操纵要点，以供试飞员和飞行人员参考。