型号装备寿命概念及指标验证分析

针对航空发动机型号装备研制中所提出的寿命指标含义不清晰的问题,基于GJB 451和GJB 451A,梳理分析了与寿命相关的参数,进一步明确了各参数之间的相互关系以及寿命与故障关系等。分类分析了个体寿命和总体寿命,明确型号装备寿命指标对应的是装备总体寿命指标。对于型号装备耐久寿命的验证,介绍了2种耐久寿命验证试验类型,明确耐久性试验利用极小样本个体寿命鉴定总体寿命的关键在于合理选择经验系数。针对型号装备长期寿命指标缺少有效验证手段的问题,提出了加速寿命试验和加速耐久性试验2种加速验证方式。     

水陆两栖飞机结构密封性验证方案

针对大型灭火/水上救援水陆两栖飞机AG600飞机研制过程中结构密封性验证需求,结合型号研制实际情况,从验证方案、工艺策划和工程实施三个方面进行系统分析。通过指出气密性验证试验和水密性验证试验存在的主要问题,提出型号结构密封性验证优化思路,并给出优化后的验证流程,为船身式水陆两栖飞机结构密封性试验验证提供参考。     

飞行试验中的飞行力学研究

说明了飞行力学天空在飞行试验中的地位；型号飞行中飞行力学研究的主要内容；飞行品质和大迎角飞行特性飞行试验研究以及第四代战斗机研制中需要飞行试验验证的几个飞行力学问题。     

机械助力飞行操纵系统铁鸟试验任务要求

为了验证机械助力飞行操纵系统的功能性能满足使用要求,文中详细说明了在工程研制及适航审定过程中应开展的试验项目.特别地结合国内某重点型号民用运输类飞机的研制,详细描述铁鸟试验任务要求,包括试验设备的要求及通过解决现有试验中遇到的问题,总结得到的试验注意要点.通过已完成的铁鸟试验,实现了型号飞机飞行操纵系统的前期验证,包括...     

便携式冲击试验装置研制与应用

介绍了便携式冲击试验装置的研制原理及其应用。装置的研制不仅满足了大量预研课题和小试样性能测试的需求，而且成功地应用于许多军民机重点型号复合材料全尺寸结构地面验证试验中，解决了冲击损伤引入的难题，缩短了型号研制周期，节约了大量试验安装费用。     

仿真系统在型号研制中的作用和地位

仿真技术的应用范围已从作战领域扩展到武器型号研制领域。阐述仿真、仿真模型和仿真系统的基本概念和特点，以及分布交互仿真和虚拟仿真与型号研制的关系。以战术导弹为例探讨了仿真系统在型号研制、试验、评估和降低成本中的重要作用。     

型号专用规范编制管理及应用研究

为了控制重点型号技术状态,保证型号工程研制质量,从飞机研制开始编制型号飞机和新成品型号专用规范的统一要求,指导各单位编制型号专用规范,初步实现了型号研制规范化设计、试制和试验,提高了型号研制的技术和管理水平,促进了型号标准化工作与型号研制的紧密结合,充分发挥了标准化在型号工程研制过程中的指导和保障作用.     

浅谈仿真系统在型号研制、试验和评估中的应用

阐述了仿真、仿真模型和仿真系统的基本概念和特点，以及分布交互式仿真和虚拟仿真与型号研制的关系。以战术导弹为例探讨了仿真系统在型号研制、试验、评估和降低成本中的重要作用。     

试谈民用航空器验证试验的适航管理

论述了型号合格审定过程中民用航空器试验验证的目的，介绍了验证试验必须满足的适航要求，以及保证试验质量的控制要求。     

运输类旋翼航空器传动系统耐久性试验方法研究

运输类旋翼航空器传动系统耐久性试验的目的是演示旋翼传动系统在规定的限制内具有正常运行的能力,而无因过度磨损产生故障导致危险或因机械载荷造成性能下降。目前国产大型民用直升机并未严格按照适航规章在国内开展过该试验,而国外对该试验详细细节也存在技术封锁,导致经验较为欠缺。同时,由于各型号发动机性能差异,在验证过程中型号之间也存在不同。因此,对大型民用直升机旋翼传动系统耐久性试验符合性验证方法开展研究显得尤为必要。本文首先对适航要求进行了解析,并分析了军用直升机传动系统耐久性试验要求与适航标准的差异,给出了运输类旋翼航空器传动系统耐久性试验适航符合性验证方法,对其中的关键点提出了验证建议。最后,结合国内外相关型号研制经验,对于与适航规章有差异的部分,从安全性的角度给出了建议的替代方法。本文可为我国大型民用直升机的研制提供借鉴。     

基于试验的试飞阶段检测率验证模型研究

针对某型运输机、预警指挥机等多个新型号的研制总要求提出的检测率指标,明确规划了相应的测试性摸底、测试性验证等试验。鉴于产品在整个试飞阶段会产生自然故障样本,从型号测试性验证的任务需求和GJB2547A最新要求出发,构建了测试性模拟试验样本的选取及分配原则、自然样本和模拟样本融合方法以及基于故障率的故障检测率验证模型,解决了传统测试性评估方法在实际应用中的样本覆盖不全以及评估结果受限等技术问题。     

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。     

数控加工中插铣技术的研究与应用

本文对插铣加工技术的技术特性进行了阐述,主要包括其技术原理、特点、编程方法、参数控制以及加工中的振动消除技术等,并通过对飞机型号研制中的钛合金等难加工材料的切削试验及应用验证,研究切削参数对插铣刀切削力的影响及规律.     

国外桨扇技术发展概况

首先梳理了国外桨扇设计方法及风洞试验验证情况,并从已有的研究结果中归纳出,在巡航马赫数超过0.70条件下,先进对转桨扇的推进效率可达85.0%以上,且基本解决了气动设计问题,噪声水平也得到明显降低。其次介绍了国外桨扇发动机验证机或型号的桨扇部件研制进展,以及相关地面或飞行试验验证情况。最后分析了未来国际上桨扇发动机的研制趋势。可为我国未来对转桨扇技术的发展提供参考。     

J17-G13螺旋桨取得CAAC型号合格证

保定螺旋桨制造厂为装配Y-8民用飞机而研制的J17-G13拉进式4叶金属螺旋桨,在从1990年到1993年3年多时间里,完成了研制、试验、试车、飞行等各项符合性验证工作,通过了中国民航局审定机构的多次现场审查和工程评审,现已取得中国民航局颁发的型号合格证书,成为我国民用航空螺旋桨系列产品中第一个取得中国民航局型号合格证的产品。     

型号质量师参与型号研制方案论证的探讨

阐述了型号质量师系统参与型号研制方案论证的必要性,探讨了参与型号研制方案工作的内容和要求,以及做好方案论证工作对建立型号研制质量进行特性监控的指导意义。     

辅助动力装置系统空中起动设计和验证

辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,简称APU)系统空中起动设计和验证共涉及APU 本体研制、APU 系统进排气冲压恢复计算分析、APU 系统进排气和APU 本体性能匹配计算分析、APU 系统进气风门设计、进气风门气动载荷计算分析、进气风门作动机构设计、进气风门控制逻辑设计、本体起动控制逻辑设计、冲压恢复测量试飞、适航验证试验试飞等内容,这对飞机主制造商的系统集成能力和适航验证能力提出了很高要求。APU 系统空中起动设计直接影响系统起动性能和起动包线,对某型飞机的辅助动力装置系统空中起动设计和验证进行了介绍,在型号研制经验的基础上,对APU 系统空中起动设计和验证流程和方法进行总结,对后续型号研制具有较强的指导性。     

航空发动机使用试飞与评估方法

正航空发动机的飞行试验作为其研制链条上的关键一环,美国已在真实或接近真实作战环境下评估发动机的作战效能和适用性,并已形成成熟的作战试验与鉴定试飞模式;俄罗斯也开展了发动机作战使用试验。我国的航空发动机飞行试验,仍以验证和考核研制总要求、型号规范规定的技术指标为主,与作战使用存在一定差异,未能充分验证和考核贴近实战环境下的发动机使用能力,导致在部队试验和使用阶段暴露出诸     

旋翼/机身组合模型试验台技术改进及验证

中国空气动力研究与发展中心研制的旋翼/机身组合模型试验台,具有阻塞度小、功率大、支架干扰小等优点。近年来,试验台通过配套研制标模系统、改进测量系统及旋翼操纵系统标定方法等工作,使试验台的水平和能力得到了进一步的提升。验证试验表明：该试验台技术先进、性能指标优良,安全稳定性好,试验数据精准度高,可作为直升机型号研制和课题研究可靠的试验平台。     

小涵道比涡扇发动机吞鸟能力仿真评估与验证

军用航空发动机的吞鸟能力须满足国军标和适航相关规定,可靠的发动机吞鸟能力评估方法是开展吞鸟试验的基础,可降低试验风险、提高试验成功率。以国内某涡扇发动机研制中的吞鸟能力仿真与验证项目为基础,提出基于仿真分析、动量类比法和接触应力类比法的发动机吞鸟能力评估方法。根据相关标准规范,确定试验要求,开展整机吞鸟试验验证,通过4 次整机吞鸟试验,验证了本文提出的发动机吞鸟能力评估方法的准确性,获得了发动机吞鸟能力底数。试验结果和评估方法可为其他涡扇发动机型号研制提供参考。