浅谈民用飞机客舱顶部行李箱的设计

首先从飞机总体设计要求出发,介绍了民用飞机客舱顶部行李箱的设计要求、设计原则和设计内容,并结合成熟机型的典型设计和笔者多年的从业经验,重点讨论了在设计过程中需要注意的问题和解决方法。最后,通过梳理顶部行李箱适用的适航条款要求,有针对性地提出适航验证依据和方法。为民用飞机客舱顶部行李箱的设计提供了重要思路和参考价值。     

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。     

复合材料结构的适航符合性分析研究

针对复合材料应用于大型民用飞机主结构件,从材料、工艺、设计、分析、制造、验证与维护修理等方面要求进行分析研究,给出了复合材料结构的适航符合性验证思路和试验规划的建议,为民机机体采用复合材料结构件提供技术支持。     

民用飞机驾驶舱门抵御穿透要求适航符合性评估方法

民用飞机驾驶舱门系统安装在飞机舱内，用于阻隔驾驶舱和客舱，除供机组人员正常进出驾驶舱外，必须具备防弹及防侵入功能，防止非机组人员抢夺飞机控制权，为机组成员提供安全保护。从驾驶舱门系统抵御穿透适航条款解读入手，对适航审定要求进行研究解读，提出一种民用飞机驾驶舱门抵御穿透试验方法，给出子弹选择、危险弹道确认、枪击点筛选、试验件构型准备等试验实施细节和要求，并以某型民用飞机驾驶舱门系统研发以及抵御穿透适航审定为基础对其进行验证。结果表明：本文提出的驾驶舱门抵御穿透试验方法有效，满足条款符合性，能够为飞机驾驶舱门设计研发以及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。     

民用飞机水上迫降适航性技术研究

基于飞机水上迫降事故案例统计分析结果,分析研究水上迫降适航性技术要求及所采用的适航符合性验证方法,同时从水上迫降适航符合性验证要求、技术思路、验证程序等方面梳理民用飞机水上迫降符合性验证工作思路,为后续民用飞机水上迫降适航性设计和验证提供参考.     

民用飞机防火系统适航试验研究

民用运输类飞机是按照中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准进行研制设计和适航审定的。基于某民用飞机适航取证试飞工作,本文介绍了民用飞机防火系统的适航要求、验证目的和适航试验方法,为从事飞机防火系统研究的人员提供参考。     

民用飞机结构密封件设计研究

针对民用飞机结构使用的密封件,从不同的功能需求出发,描述了不同功能密封件的性能设计要求,常用的截面形式,成型工艺,对密封件常用的试验进行了阐述,最后,还引出了满足民机适航的要求的试验方法及程序相关内容。为民用飞机密封件的设计和适航验证提供思路和方法。     

民用飞机舱门试验研究综述

舱门是飞机结构的重要部件,舱门试验是验证舱门设计满足可靠性、安全性、适航要求的重要手段。民用飞机舱门试验包括设计验证试验和适航验证试验,结合民用飞机舱门研制的经验和教训,本文研究总结了舱门研制过程中,应当开展的试验项目和内容,指出了试验的试验目的、试验意义和开展试验的必要性,给出了试验台架设计建议。本文研究对于舱门满足功能、性能等设计要求、使用要求、持续适航要求以及在设计阶段制定合理的试验规划,具有一定的参考价值。     

民用飞机短舱防冰系统冻雾天试验方法研究

基于民航25部适航规章1093(b)(2)条款民用飞机短舱防冰系统在冻雾天环境中的性能要求,通过构建开放式结冰条件模拟装置,对民用飞机短舱防冰系统在特定的地面冻雾条件下的性能进行了验证,并在真实的航空发动机运转条件下进行适航验证试验,详细给出了民用飞机短舱防冰系统地面冻雾天试验的方法。结果表明:试验方案科学合理,试验方法符合短舱防冰系统对民航25部适航规章的要求,并在某型飞机上得到成功应用。该试验方法可为其他型号飞机地面冻雾天试验提供参考。     

民机燃油系统结冰威胁适航要求及符合性验证试验研究

民用飞机燃油系统结冰威胁是型号设计审定过程中的重点和难点。通过分析适航局方及工业界对民用飞机燃油系统结冰威胁适航要求认知的变迁,尝试给出一种合理的符合性验证试验方法,即获得供油系统内的最大结冰量并验证用户系统(发动机/辅助动力装置)对该最大结冰量瞬间脱落造成的推力损失的容忍度,并指出了符合性验证活动中需要重点考虑的因素,为民用飞机申请型号合格证提供一定的适航技术支持。     

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。     

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。     

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H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

Interfacial Properties Modification of Carbon Fiber/ Polyarylacetylene Composites

This work was dedicated to performing surface oxidation and coating treatments on carbon fibers (CF) and investigating the changes of fiber surface properties after these treatments, including surface composition, relative volume of functional groups, and sur- face topography with X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) and atom force microscopy (AFM) technology. The results show that, after oxidation treatments, interfacial properties between CF and non-polar polyarylacetylene (PAA) resin are remarkably modified by removing weak surface layers and increasing fiber surface roughness. Coating treatment by high char phenolic resin solution after oxida- tion makes interface of CF/PAA composites to be upgraded and the interfacial properties further bettered.