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。     

飞行综合控制技术浅析

现代飞机要求实现的功能越来越多,系统变得复杂了,单一的飞行控制技术已经不能满足现代飞机的可靠性要求.介绍了当今飞行控制领域中几种典型综合控制技术的应用实例,提出为了保证飞机获得期望的控制性能,在设计飞机的时候应当根据具体的控制要求选择相应的综合控制方案.     

基于运行场景模型的测试用例生成和排序方法

大型民用飞机研制是一项多系统、多学科交联的复杂系统工程,民用飞机主制造商应在早期设计过程中进行需求的确认和验证工作,以找出设计中的缺陷,减少后续迭代设计成本,缩短设计周期,提高产品的竞争力。通过引入软件工程领域基于场景测试的方法,利用场景作为工具,以飞机在进近过程中触发TAWS模式1告警为实例,采用SysML活动图构建民机运行场景模型,基于场景模型生成测试用例,同时引入测试用例重要度对测试用例进行排序,用于指导后续的测试工作,为实现基于场景的需求确认和验证提供了支撑。     

大型民用飞机应急放油系统适航符合性要求研究

为了确保飞机在起飞后就出现飞机故障或紧急事件的情况下,能具有快速返场着陆能力,并尽可能降低应急着陆对飞机和飞机维护的影响,大型民用飞机通常需要安装应急放油系统,以实现快速空中放油。通过研究对大型民用飞机应急放油系统适航条款的要求,总结了民用飞机应急放油系统适航要求的立法背景,以及适航条款要求的演变历史和原因,并分析了具体的适航要求及相应的符合性验证方法,对民用飞机应急放油系统适航验证有一定借鉴和指导意义。     

基于模型检查的民用飞机飞控系统安全性评估

在以大型民机为代表的安全关键系统研制中,系统复杂度的提升极大地降低了依赖设计人员经验的传统安全性评估手段的效率与有效性,并带来了反复迭代困难等问题,基于模型的安全性评估方法(MBSA)能够显著降低研制过程的分析复杂度,提高安全性评估的工作效率。民机系统安全性评估指南ARP 4761A中也增加了MBSA相关的安全性评估工作。阐述了利用有限状态机与时态逻辑构建形式化安全性模型,开展安全性评估的基本原理,详细的分析过程及定义安全属性的方法,并以某民用飞机为对象,建立飞控系统副翼控制功能的SMV形式化模型,定义了副翼控制功能的形式化安全性需求,给出了基于形式模型的安全性属性验证评估案例,证明了基于形式化方法的安全性评估在民机系统安全性工作中的可行性。     

一种近似解耦方法在飞控系统中的应用

应用输出及部分状态反馈、极点配置和奇异摄动法对某高性能飞机的多变量飞行控制系统进行了设计。基于Ｐｏｒｔｅｒ的研究,对其不足之处做了改进。设计中考虑了１／ｇ因子的项,并推导了相应的数学表达式。借助这些表达式可调整控制器的参数值以求减少系统中的耦合以及配置闭环系统的零、极点使其满足设计要求。基本实现了快速和解耦控制。     

民用飞机直接维修成本分配模型研究

降低民用飞机直接维修成本是提高飞机经济性、增强市场竞争力的重要途径。以民用飞机研制阶段在很大程度上决定其维修成本的高低为背景,在分析相关文献研究成果的基础上,构建可反映民用飞机成本特性的设计参数结构层次图,基于 TOPSIS-灰色关联法计算类似机型的相对相似度,进行民用飞机直接维修成本分配;将类似机型典型系统直接维修成...     

面向航天器系统级测试的虚拟测试方法及应用

航天器总体设计正确性和接口实现正确性的及时验证,是提高航天器这类复杂系统可靠性的重要手段。本文提出一种基于模型检测的虚拟测试方法。方法采用窗口树模型(WTM)对复杂系统进行建模,采用状态转移图(STG)作为系统规约刻画系统行为的正确性。方法通过提出基于自动机的模型检测机制,实现了一种面向航天器系统级测试的虚拟测试平台(VTP)原型系统。该平台支持虚拟测试准备、虚拟测试执行和虚拟测试评估等功能,模拟并实现复杂系统总体设计正确性的验证和接口实现正确性的验证。     

Intelligent modeling and identification of aircraft nonlinear flight

In this paper, a new approach has been proposed to identify and model the dynamics of a highly maneuverable fighter aircraft through artificial neural networks（ANNs）. In general, aircraft flight dynamics is considered as a nonlinear and coupled system whose modeling through ANNs, unlike classical approaches, does not require any aerodynamic or propulsion information and a few flight test data seem sufficient. In this study, for identification and modeling of the aircraft dynamics, two known structures of internal and external recurrent neural networks（RNNs） and a proposed structure called hybrid combined recurrent neural network have been used and compared.In order to improve the training process, an appropriate evolutionary method has been applied to simultaneously train and optimize the parameters of ANNs. In this research, it has been shown that six ANNs each with three inputs and one output, trained by flight test data, can model the dynamic behavior of the highly maneuverable aircraft with acceptable accuracy and without any priori knowledge about the system.     

A novel integrated self-powered brake system for more electric aircraft

Traditional hydraulic brake systems require a complex system of pipelines between an aircraft engine driven pump (EDP) and brake actuators, which increases the weight of the aircraft and may even cause serious vibration and leakage problems. In order to improve the reliability and safety of more electric aircraft (MEA), this paper proposes a new integrated self-powered brake system (ISBS) for MEA. It uses a hydraulic pump geared to the main wheel to recover a small part of the kinetic energy of a landing aircraft. The recovered energy then serves as the hydraulic power supply for brake actuators. It does not require additional hydraulic source, thus removing the pipelines between an EDP and brake actuators. In addition, its self-powered characteristic makes it possible to brake as usual even in an emergency situation when the airborne power is lost. This paper introduces the working principle of the ISBS and presents a prototype. The mathematical models of a taxiing aircraft and the ISBS are established. A feedback linearization control algorithm is designed to fulfill the anti-skid control. Simulations are carried out to verify the feasibility of the ISBS, and experiments are conducted on a ground inertia brake test bench. The ISBS presents a good performance and provides a new potential solution in the field of brake systems for MEA.     

商用涡扇发动机推力控制故障处置功能解析

针对运输类飞机对动力装置必须确认任何单一失效或故障及可能的失效组合都不会危及飞机安全飞行的适航要求,经工程研究和飞机运营经验证明,原有的通过安全性分析以及申请豁免来表明设计符合性的验证方法存在不足,为了保障飞机飞行的安全性,可增加推力控制故障处置(TCMA)系统。以B787飞机配装的GEnx发动机TCMA系统为研究对象,采用系统工程的方法研究和分析了该系统的安全性需求来源、符合性验证方法及其演进、TCM事件危害、TCMA系统架构和系统功能,其中包括事件侦测、处置逻辑、激活功能监控与内部自检BIT等功能。分析结果表明:TCMA系统是1个集成的智能控制系统,在TCM事件发生后无需飞机机组人员干预,能够自动处置并保障飞机的飞行安全。     

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...     

数字孪生技术在飞机设计验证中的应用

随着工业4.0技术的发展,数字孪生技术正在不断渗透到工业生产和新产品研发的各个领域,并为新产品研发带来综合性能整体优化、研发成本降低、研制周期缩短等优势,是提升新产品市场竞争力的重要手段。在现代民用飞机研发过程中,从型号需求、初步定义、详细设计、生产试制、试飞取证和运营维护等产品全生命周期内,都可以利用数字孪生技术,实现虚拟和物理的无缝对接,尤其在飞机设计验证方面,更可以做到更优、更广、更快、更省。然而,在我国民用飞机研制项目中,还未形成数字孪生应用体系。本文通过对飞机架构模型设计、多模型构架集成以及模型参数辨识和验证几个方面,对数字孪生技术在飞机设计验证过程中的应用技术进行了探讨。经研究发现,数字孪生技术对飞机型号研制各阶段的设计验证,尤其是集成试验验证提供了重要的指导作用和技术支持,为民用飞机适航验证和运维服务提供了更快、更经济、更强有力的支持与保障。     

大型民用客机管制与监视系统验证与测试平台的构建

目的在于研发大型民用客机航路管制与监视系统验证与测试平台,以实现机地数据通信系统环境下的航路管制与监视信息的数据地面接收和处理;同时,依照现有的空管航路管制与监视功能的国际标准和相关区域的运行要求,实现地面管制系统向机载系统的数据发布。该项研究成果能对口飞机机载数据链相关的ATC(Air Traffic Control空中交通管制)功能和部分监视功能ADS-C(Automatic Dependent Surveillance-Contract合同式自动相关监视)、ADS-B(Automatic Dependent Surveillance-Broadcast广播式自动相关监视),提供对应的地面收发端,监控机载系统数据状态。该成果可以配合飞机研发过程中的试验和排故,并为适航验证工作提供有力的准备和支持。     

特征结构配置法及其在飞行控制系统设计中的应用

 本文研究了状态反馈系统的特征结构配置（Eigenstructure Assignment）问题。文中提出了配置具有多重特征值及复共轭特征值的特征结构的算法。并以某飞行控制系统的设计为例说明了算法的应用;最后还给出了设计方案的数字～模拟计算机仿真实验结果。     

发动机非包容性转子失效布置与防护设计

民用飞机发动机服役经验表明:发动机非包容性转子失效仍会发生。为将这种非包容性转子失效可能带来的危害降至最低,基于一种发动机翼吊式安装的民用飞机,结合咨询通告AC20-128A的要求以及民用飞机设计的工程经验,开展了飞机内部系统布置和结构防护设计研究。首先介绍了减小发动机非包容性转子失效危害的设计流程和分析模型,其次从民航局审查关注的角度,重点阐述了不可控制的着火、推力损失、飞机操纵的损失、对乘客和机组人员的保护和结构完整性等五个方面的设计思路和方法。研究结果表明:飞机设计时,通过采取将关键部件和系统移出碎片影响区、冗余设计、提供可接受的防护等预防措施来减小发动机非包容性转子失效对飞机的危害,对发动机非包容性转子失效的设计和适航验证具有指导意义。     

多轮多支柱式飞机起落架运动特性仿真研究

为了评估起降阶段的飞机操控特性,针对某型飞机多轮多支柱式起落架系统,研究组成单个起落架支柱的轮胎、缓冲器、刹车系统、前轮转弯等部件的受力、力矩特性及传递过程。基于线性理论,将多个支柱运动特性叠加,运用Matlab/Simulink软件工具,建立整个系统的仿真模型。嵌入某型飞机六自由度运动解算模型进行飞机落震、加速滑跑、高低速转弯、起飞离地、着陆接地、刹车减速等仿真验证,并在某型飞机动基座模拟器上进行飞行试验。结果表明:该起落架模型各项功能完善,能够正确反映飞机姿态响应过程,飞机起降过程感受与真实飞机基本一致。     

民用飞机冲压空气涡轮系统适航工程技术研究

冲压空气涡轮系统是一种飞机应急能源,其在紧急情况下为飞机提供应急液压源和/或应急电源,对飞机应对紧急情况至关重要。参照 AP-21-AA-2011-03-R4 中关于航空器生命周期审定过程划分及合格审定活动,结合某型民用飞机冲压空气涡轮系统研制过程,从识别审定基础开始,将适航条款转化成需求,落实到产品设计中,明确条款的...     

大型民用飞机电传飞控系统验证技术研究

随着国内民用飞机项目研制和型号不断发展,飞控系统采用了先进的高安全、高可靠的全时全权限电传技术,以提高系统综合性能,但同时也增加了电传飞控系统研发与验证的复杂度和风险。以世界上最成功的商业飞机之一——波音777飞机的飞控系统为研究对象,结合国内民机发展情况,进行深入分析和总结,提出了民用飞机飞控系统研发和验证过程模型,为国内民用飞机电传飞控系统的研发和验证提供有益的经验参考。