运输类飞机防止广布疲劳损伤的适航要求

近年来,运输类飞机适航条例围绕飞机的持续适航和使用要求发生了许多重要改变,给我国发展中的大型客机的适航审定带来新的课题。为此,本文首先介绍了适航条例关于运输类飞机金属结构广布疲劳损伤（WFD）要求的演变背景;然后,根据适航条例的最新修正案和咨询通报最新要求,阐述了新设计飞机的WFD评定、使用限制、检查门槛值和维修措施的...     

飞机疲劳失效适航规章演变历程回顾

为了保障飞机的使用安全,与结构疲劳失效相关的适航规章已经经历了70多年的演变过程.本文以历史时序为线索,回顾了相关的适航规章在不断吸取疲劳破坏事故经验教训的过程中逐步完善的演变历史,包括:进行以安全寿命理念的疲劳设计分析;通过全机结构疲劳试验来确定飞机的使用寿命;确立破损安全的设计理念并进行静强度试验验证;为兼顾减重和...     

民航飞机结构疲劳裂纹生长机理及检查方案探讨

从民用航空规章对民航飞机结构的疲劳损伤审定要求出发,通过对结构部件疲劳裂纹的产生及生长机理进行分析,阐释结构损伤容限设计理论的相关要求,并通过制定有效的检查方案确保民航飞机服役期限内的结构完整性。     

水陆两栖飞机水面起飞性能操稳适航技术研究

分析了现行适航规章对水陆两栖飞机水面运行的适用要求和不足,并根据水陆两栖飞机水面运行特点,从适航理念出发对水陆两栖飞机水面起飞性能操稳适航技术进行了研究,并对相关适航技术的符合性验证方法提出了验证思路,为我国制定相关适航标准提供参考。     

飞机结构广布疲劳损伤的研究进展

老龄飞机结构的广布疲劳损伤（WFD）严重危害结构的完整性,成为近几年保证飞机结构完整性的研究热点之一。传统的损伤容限分析对广布疲劳损伤结构不适用,含WFD结构中多个裂纹之间的相互作用使得结构的损伤容限评估复杂化。介绍了国内外老龄飞机结构广布疲劳损伤研究的进展情况,包括应力强度因子、剩余强度、裂纹扩展以及裂纹形成的研究,展望了进一步研究的方向。     

老龄飞机广布疲劳问题的研究进展

广布疲劳损伤(WFD)是老龄飞机结构中存在的一种损伤,直接影响到飞机的安全性和可靠性。它的特征是飞机的多个部位存在疲劳裂纹损伤或构件上同时存在多个疲劳裂纹损伤。这些裂纹一旦发生聚合和连通,结构剩余强度就会急剧降低,从而发生灾难性的事故。由于WFD的复杂性,很难采用传统的单裂纹线弹性断裂力学理论进行分析和研究。在WFD的建模、应力强度因子的求解、疲劳寿命的评估等方面,介绍了老龄飞机广布疲劳损伤的研究现状和基本方法,并提出了一些当前需要解决的问题。     

通用飞机复合材料胶结修理规范与适航要求

分析了国内外适航规章对通用飞机复合材料修理的适航要求,复合材料胶结修理基本理论与有关规范,复合材料发现损伤后从修理设计直到适航批准流程。     

航空发动机吞鸟与鸟撞飞机适航通用分析方法

针对现行有效的14 CFR中Part 33有关发动机吞鸟和Part 25有关飞机鸟撞的适航规章,分析和对比了相关规章的发展历史、实施范畴和实施重点,掌握了相关规章的内涵和外延,根据规章中验证方法的内容和特点,揭示了相关规章的设置目的、验证方法、设备需求等关键技术问题,梳理了相应技术体系,提出了可借鉴的通用适航符合性分析方法与流程。     

民用飞机驾驶舱人机界面评估方法研究

驾驶舱人机界面(Human Machine Interface,以下简称HMI)是连接飞行员和飞机的重要桥梁,人机界面的好坏直接关系到飞机的使用效率及运行安全。以民用飞机为例,分析研究了在飞机的设计过程中驾驶舱领域的人机界面设计评估相关问题和理论,并结合实际,建立了人机界面评价指标,提出了以适航规章为基础的驾驶舱人机界面评估方法。该方法有助于设计过程中的设计评估验证活动,可提高评估效率,促进设计更为合理的符合适航规章和使用需求的驾驶舱人机界面。     

国外运输类飞机最新结冰适航规章差异初步研究与分析

总结了FAR 25部与CS 25部最新结冰相关的规章条例。因为引入过冷大水滴条件和混合相与冰晶结冰条件,FAA与EASA在其适用性方面产生了差异,导致了两者条款规定的不同要求,所以将FAR 25部与CS 25部运输类飞机结冰相关的适航规章进行了比较。根据两部结冰适航规章,具体阐述和分析规章中存在的差异性。总结出CS25部更为严格,限制的范围也更大。同时也对过冷大水滴结冰条件规章作了分析。这对国内适航规章的研究和未来取得FAA和EASA对我国运输类飞机设计批准有着重要的参考作用。     

民用飞机燃油箱点火源防护符合性分析及验证研究

飞机燃油箱系统的点火源防护设计是保证飞机安全和适航取证的关键技术之一,开展该领域的研究很有必要。通过参考相关FAA咨询通告,对25.981条款(102修正案)进行逐条解析,归纳出燃油箱点火源防护的符合性分析思路、防护要求及设计指南,并总结出相应的符合性验证方法;其中针对点火源防护的持续适航要求,归纳出编制持续适航文件的原则和思路。     

舱门信号控制系统设计

随着民用飞机的发展,舱门信号系统也变的越来越重要了。特别是经历了几次有关货舱门故障导致飞机坠毁之后,舱门系统的重要性越来越突出。因此FAA出台了AC25.114修正案,给出了舱门信号系统设计应注意的事项,保证飞机飞行的安全。参照最新的FAA适航条例为依据,给出了某型飞机舱门信号控制系统的功能描述、设计方案和控制流程,并对该系统的核心部分进行了分析。     

3D打印夹芯复合材料模拟冰型设计与分析

适航取证是所有民用飞机走向市场投入使用的必经环节。根据适航条例,测试机完成模拟冰型试飞是必须进行的Ⅰ类风险试飞课目,以考察飞机综合的气动以及操作稳定性能。由于真实结冰飞行测试难度大风险高,因此开展模拟冰型的研究设计格外重要。以某民用飞机机翼自然结冰过程为研究对象,首先,确定研究飞机的临界冰型,设计模拟冰型结构以及采用3D打印夹芯材料制作复合材料模拟冰型;其次,通过CFD仿真得到带冰模型在极端工况下所承受的气动载荷,利用有限元分析得到模拟冰型的破坏强度以及破坏形式;最后,通过静力试验验证仿真结果的有效性,继而验证3D打印夹芯复合材料模拟冰型设计方案的可行性。     

某型水陆两栖飞机主结构铝合金材料选用分析

材料选用是飞机研制过程中的一项重要内容,选用材料的好坏直接影响飞机性能的优劣,飞机选材需要考虑多个因素。某型水陆两栖飞机按照疲劳、损伤容限设计原则进行结构设计。通过对某型水陆两栖飞机载荷工况和服役环境的分析,结合飞机基本选材原则和某型水陆两栖飞机结构设计对材料的静强度性能,疲劳、损伤容限性能,耐腐蚀性能等的要求,综合考虑铝合金材料特点、适航性、成本及供货等因素,最终提出某型水陆两栖飞机结构的铝合金材料选材方案。     

风车载荷情况下民用飞机结构强度评定方法

按照适航要求,需要对风车载荷下民用喷气运输飞机结构强度进行评定。首先从静强度、疲劳强度、损伤容限的角度,介绍风车载荷下飞机结构强度的评定方法。以已经获得适航认可的分析方法为基础,根据各方法的特点,结合风车载荷情况的特点,进行合理改进,形成适用于风车载荷下飞机结构强度的评定方法。其次从基本剖面形式、修正参数、结构动力学建模方法、评定部位的筛选标准、评定结果的判据等方面进行介绍,并展示该评定方法的优点。最后简要说明其在型号上的应用情况及适航审查要求及结果,并提出该评定方法的改进建议。     

民用飞机甚高频通信系统适航审定技术分析

民用飞机进行可靠的空地、空空通信,对飞行安全尤为重要。甚高频(very high frequency,简称VHF)通信系统是目前应用最为广泛的航空通信方式,VHF通信系统通过与机上音频系统交联实现飞机与外部的语音通信,通过与机上数据链系统交联实现飞机与地面的数据链通信。甚高频通信系统与民用飞机的安全运行密切相关,也是适航规章和运行规章要求的内容。结合甚高频通信系统功能要求和设计架构,针对适用于甚高频通信系统的中国民用航空规章第25部：运输类飞机适航标准(CCAR-25-R4-2011)条款,分析并给出甚高频通信系统可接受的符合性方法,同时根据型号工作经验给出甚高频通信系统在适航审查中的审定要素。针对甚高频通信系统所涉及的各项条款,为局方提供了适航审查工作需要关注的审定要素和评审要求。研究有助于民机甚高频通信系统的安全设计与适航验证。     

VR在航空器应急撤离的应用展望及适航审定研究

适航规章对民用航空器提出了应具备应急撤离的能力,明确了应急撤离演示试验的要求。 针对民用航空器应急撤离的验证,当前普遍采用地面演示试验的符合性方法,传统的地面演示试验存在着试验开展安全保障难度大、成本高、对设备场地依赖强等局限性。 而随着 VR 技术的出现与成熟,为航空器应急撤离验证提供了一种全新的方法。 根据航空器应急撤离对应的适航条款,梳理了应急撤离演示试验的要求,分析了 VR 技术应用于航空器应急撤离验证的可行性和优点,研究了民用航空器应急撤离演示试验、航空器数字建模以及 VR 的技术特点等方面,提出了 VR 应用于航空器应急撤离验证时适航审定的主要审查内容、重点关注要素和技术审查要点,为建立 VR 应用于航空器应急撤离的适航审定方法提供参考。     

一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。     

航空发动机数控系统适航安全性研究

航空发动机数字控制系统的广泛应用已是必然趋势,而目前国内尚无相应的适航管理程序。依照与发动机数控系统适航相关的CCAR33．28条点,根据航空发动机数控系统的结构功能以及设计流程,并结合安全性、可靠性参数分配方法,给出了一种符合适航安全性要求的系统层级划分以及分配方法,为航空发动机数控系统的安全性提高以及适航取证提供了一种可行的途径。