波音公司的“环保验证机”路线图

波音公司2012年启动的“环保验证机”（EcoDemonstrator）试验计划分为三步实施，第一步是改装1架波音737-800作为试验平台，验证15项新技术；第二步将改装1架波音787飞机，验证35项新技术；第三步将改装1架波音757飞机，验证一些更为激进的先进飞机技术。     

某机载印制电路板在模拟海洋大气环境中腐蚀行为

根据航空机载设备在装备中的局部使用环境、热带海洋环境特征和主要环境因素影响作用等,设计了印制电摘路板(Printed Circuit Board,PCB)在模拟热带海洋大气环境中的盐雾和交变湿热组合循环试验方案。通过开展 PCB的组合循环试验,采用体式显微镜和 SEM电镜等研究分析了不同试验时间下的 PCB的腐蚀行为和电气性能变化规律。结果表明:PCB的腐蚀主要在焊点、焊盘、印制导线和引线头等金属部位;电气性能受表观腐蚀的影响,其接触电阻在试验后增幅达到 50%且受是否带电试验的影响较小。同层间、异层间绝缘电阻变化规律相似,主要分为 2个阶段:前 1 000 h其绝缘电阻较为平稳;试验 1 000 h后则出现明显的下降趋势,最终降低在 1~4 GΩ之间,且整个循环试验中 PCB均能承受 500 V交流电压 60 s。     

民用飞机辅助动力装置进气系统防火适航条款解读及试验研究

民用飞机辅助动力装置(简称APU)安装在飞机后机身APU舱内。APU舱作为民用飞机适航审查过程中的指定火区,需要经过严格的防火密封性验证。确保APU舱火区内可能发生的火灾危险不会传播到飞机的其他区域,影响到APU系统乃至整个飞机的安全运行。APU系统通过进气系统穿越APU舱防火墙与外界大气连通,为APU正常工作提供新鲜空气。进气系统穿越防火墙对APU舱的防火密封能力提出了很大考验。民用飞机适航审定也对APU进气系统防火性能提出了详细的适航条款要求。从APU进气系统防火适航条款解读入手,通过某型民用飞机APU进气系统防火适航审定实例,对进气系统防火从设计角度进行了研究,并且对适航审查时需要重点关注的防火密封区域进行了试验研究。     

Ma10条件超燃冲压发动机自由射流试验过程

基于中国空气动力研究与发展中心的高焓激波风洞（FD-14A）在毫秒量级试验时间内,开展了模拟飞行马赫数为10,动压为30 kPa条件下的超燃冲压发动机自由射流试验研究。采用高速纹影和高速摄影捕捉了进气道唇口波系和燃烧室火焰的时间发展历程,结合发动机壁面压力和热流密度数据,分析了该工况下发动机的工作过程。测量了多种燃料当量比下的发动机壁面压力和热流密度,试验结果表明：在当量比0.50～1.37的宽范围下均实现了可靠点火和稳定燃烧。     

基于正交试验法的FEEP聚焦电极阵列设计策略

为消除场致发射电推力器（Field emission electric propulsion,FEEP）羽流发散角度过大给推进器寿命和可靠性带来的不利影响,研究了聚焦电极阵列空间位置对羽流聚焦效果的影响,并通过正交试验法给出了最优电极分布。通过数值仿真对FEEP的离子运动过程建模,采用正交试验方法电极阵列进行研究,关注其在不同空间位置下的聚焦效果,得到了离子出射半角分布和推力大小。结果表明,聚焦极的位置决定了羽流的聚焦效果,其次是提取极和加速极;聚焦极径向距离发射极1600μm,且提取极径向和轴向坐标为（800μm,500μm）时能得到最优的聚焦效果。本文验证了正交试验方法在聚焦电极阵列设计上的可行性,同时还为聚焦电极阵列设计提供了有效的分析方法和设计策略。     

30kW级航空电驱动涵道风扇设计与试验

为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。     

基于车载平台的飞行管理系统DR/GPS 导航试验验证

飞行管理系统是民用飞机的关键航空电子系统。飞行管理系统制造商有责任对飞行管理系统开展大 量的试验以验证飞行管理系统功能和性能的符合性。考虑数字验证的局限性和飞行试验验证的巨大代价,本文 利用车载平台开展飞行管理系统综合导航功能的验证,试验结果表明设计的飞行管理系统DR/GPS 导航方法能 够满足95% 的飞行时间水平方向达到0.1 海里的导航精度要求,为实际的飞行测试提供了试验数据参考。     

民用飞机全机静力试验前机身工况配平载荷设计

民用飞机全机静力试验中由于加载方案复杂,为了简化试验加载数量,传统的配平方案主要保证考核区的加载准确性,对于非考核区的载荷简化到若干加载点上。对于飞机机身这种薄壁结构,非考核区的配平对考核区影响较大。以某飞机前机身严重工况为例,基于飞机全机有限元模型,研究静力试验的载荷配平方案;通过对比分析态载荷与传统试验态配平载荷方案下的内力解,对传统全机静力试验载荷配平方案进行优化。结果表明：优化后的试验态内力解与分析态内力解基本吻合;对于飞机机身薄壁结构,圣维南原理并不适用,全机静力试验的载荷配平要与真实工况受力情况吻合,才能达到试验验证目的。     

典型金属民机机身结构坠撞特性试验

为验证典型金属飞机机身结构的适坠性,开展了机身等直段结构在5.91 m/s下的垂直坠撞试验,得到了地面撞击载荷、机身结构变形及机身结构典型位置和假人的动态响应数据,分析了坠撞过程中机身结构的变形失效机理、载荷传递规律及能量吸收特性,提出了提高机身结构适坠性的设计方法。试验研究表明,在坠撞冲击载荷作用下,客舱地板横梁以下结构出现较为严重的变形,机身结构呈现非对称的破坏模式。在坠撞过程中,由于机身框和横梁变形吸收了大部分冲击能量,因此,相较于立柱处加速度峰值,传递至乘员处加速度峰值减小了90%左右。由综合适坠性评估指数可知,机身结构在5.91 m/s的坠撞速度下,具有良好的适坠性。     

飞机壁板复杂载荷试验技术

壁板试验是飞机积木式验证过程中的重要组成部分,但由于壁板结构的复杂受力,在进行壁板性能试验时需综合考虑实际载荷形式与边界约束,而复杂载荷试验技术是模拟飞机壁板结构真实受力与支持状态的重要手段。国内外研究人员和机构开展了大量的壁板试验技术和试验装置的研究与研发工作,有效地降低了试验验证成本、缩短了飞机研制周期,有利支撑了飞机结构的设计与验证工作。本文从民用飞机壁板结构受力状态分析出发,分别对国内外飞机壁板复杂载荷试验技术进行了综述和分析,主要包括平直壁板的压剪复合试验技术、曲板剪切/气密及轴向拉/压等复合载荷试验技术,以及联合载荷施加过程中的防耦合、防干涉等问题,同时评述了各类试验装置载荷施加方法及其优缺点,重点对代表壁板试验技术先进水平的三套曲板试验装置进行了分析和评述。最后对飞机壁板复杂载荷试验技术的发展现状做了总结和展望。