民用飞机复合材料结构制造工艺变化的等效性验证

高性能复合材料已经大量应用于民用运输飞机结构,并以飞机主制造商协同供应商的方式进行复合材料飞机结构的制造。介绍了航空器适航审定对复合材料结构制造的适航要求,引出了复合材料结构制造工艺变化的等效性验证方法。目前,复合材料结构制造工艺变化的等效性验证是通过所制造复合材料物理的、化学和基本力学的性能试验,并对试验结果进行统计分析来实现的。最后提供了等效性验证的接受准则。所述内容,对国内民用飞机复合材料结构在不同供应商处制造以及制造过程中工艺变化如何满足航空器适航审定要求提供借鉴;对其它行业复合材料结构制造的质量控制也有借鉴意义。     

运输类飞机结构设计安全系数的探讨

中国民用航空规章运输类飞机适航标准25.303要求采用1.5的安全系数,该要求同其他相关适航条款,例如25.307"结构符合性的证明"、25.603"材料"、25.605"制造方法"、25.613"材料的强度性能和材料的设计值"等,共同保证了飞机结构的高可靠性。理论上,当材料、载荷、分析等方面的不确定性降低,采用低于1.5的安全系数可以保证结构具有同等的高可靠性;另一方面,当材料、载荷、分析等方面的不确定性大于目前适航规章所允许的水平,通过采用大于1.5的安全系数也可以保证结构具有等同的高可靠性。为了在民用运输类飞机的适航取证/审定过程中,在保证结构可靠性的前提下,能够根据具体情况适当调整结构安全系数,在综合研究中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》相关条款内在联系的基础上,探讨了载荷、材料性能、分析方法等不确定性对飞机结构安全系数的贡献。研究结果表明,目前1.5的飞机结构安全系数,用于考虑载荷、材料性能、分析方法等不确定性的系数分量分别为1.2、1.12、1.116.     

AC311直升机自转下滑性能优化分析与处理

通过对AC311直升机自转着陆模拟试飞,验证其自转下滑性能满足CCAR27适航要求.在试飞过程中,飞行员发现发动机无动力时旋翼转速下降较快,在接地前“瞬时提距”时旋翼转速恢复较慢,较难完成自转着陆.为此,根据国际上比较贴近飞行员的定性意见的当量悬停时间,设计部门分析自转下滑性能偏低的原因,并通过换装参考直升机主桨叶进行对比试飞确认,提出了调整桨叶转动惯量的解决措施.这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果.     

大型客机CATIII级精密进近着陆设备的适航性要求

本文主要研究CATIII运行的适航性，首先介绍了适航性的基本概念，同时指出运输类飞机有关设备、系统及安装的适航标准，然后根据进场、着陆和滑跑三个飞行阶段，从性能、完好性、有效性三个方面提出系统适航性的具体要求，此外还包括某些自动飞行控制系统的适航要求，最后简述有关使用和维修方面的持续适航性。     

基于AFAS 软件的机翼壁板耐久性分析及试验验证

随着航空工业的发展,对机翼壁板耐久性分析的精确性及计算速度的要求日益提高,必须考虑从手工计算到程序计算的转变。飞机结构耐久性分析软件系统(AFAS)是为了满足飞机结构耐久性分析的工程实际使用要求而编制的。本文介绍采用该软件中包含的DFR方法计算程序对机翼壁板结构进行耐久性分析的过程,并进行试验验证,分析得到的机翼壁板结构具有95%置信度、95%可靠度的可靠性寿命与试验统计结果非常相近,证明AFAS是一个可以进行耐久性分析的快速准确的计算工具。     

捕风一号卫星总体设计与技术特点

捕风一号卫星是中国首次实现基于星载导航卫星反射信号测量(global navigation satellite system-reflection,GNSS-R)技术的气象卫星,采用新型L波段海面风场信息探测技术,在风场测量、海面飓风风速反演等方面为国家气象、防灾减灾等行业提供服务.从系统设计角度介绍了捕风一号卫星的总...     

软着陆验证试验中月面特性模拟方法

月面特性的模拟是月面软着陆验证试验的重要设计因素。文章结合探测器的设计状态和试验需求,论述了月面特性模拟的具体要求;基于月面地形统计分布规律,实现了月面原始形貌的模拟;通过高程剔除设计和模块化组合设计,实现了对多种典型月貌的快速模拟;最后通过月表反射特性的模拟,全面满足了试验要求,并取得了良好的试验效果。文中所述的模拟方法可为我国后续行星表面探测器及着陆技术的验证提供借鉴。     

叶片飞脱下转子动力学响应实验

为了研究大涵道比涡扇发动机叶片飞脱时动力学响应,更好地进行发动机安全性设计,根据相似理论设计了包含叶片飞脱装置的突加不平衡实验系统并进行了实验验证。研究结果表明:设计的突加不平衡实验系统,与某型验证机相似度高,代表性强,能够有效可控地进行突加不平衡实验,重复性好,机理清晰且飞脱不平衡量大,能够真实地模拟发动机叶片飞脱响应。通过实验发现,当大突加不平衡发生时,频谱出现超次谐波并且冲击系数由于挤压油膜阻尼器限幅作用并不呈现线性关系,因而在后续研究中还应注意限幅导致的碰摩问题。      

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。     

航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。