A319飞机电瓶低电压导致襟缝翼故障分析

以A319飞机曾出现的襟缝翼系统疑难故障为案例,以故障现象为切入点,结合系统原理和相关线路图进行深入的分析,找出了故障根源。希望此排故思路能为同行参考。     

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

民用飞机襟缝翼手柄信号监控表决方法研究

基于双余度襟缝翼计算机架构,首先提出和值监控算法确认襟缝翼控制手柄信号本身的有效性,然后提出交叉匹配表决算法表决出最终有效的手柄卡位信号。但该算法受手柄精度、信号传输时间等影响较大,容易导致襟缝翼系统出现半速运动。为提高算法鲁棒性,进一步提出一种改进的襟缝翼手柄信号表决算法：当一路和其他三路通道信号不一致时,以多数通道一致卡位为准;当两两通道信号不一致时,以发生改变的通道一致卡位为准;当发生以上两种不一致现象超过三次时,故障锁存,不一致的卡位指令将会触发半速告警,避免出现隐藏故障。以上几种场景在MATLAB&Simulink环境下,进行建模仿真验证,结果符合预期,可为襟缝翼计算机的设计提供参考。     

大型民机巡航构型前缘缝翼气动载荷设计

针对大型民用客机研制与适航取证中的巡航构型前缘缝翼气动载荷计算问题,根据某型民用客机飞行试验增升装置试飞实测的压力分布,并对比分析了风洞试验压力分布,采用CFD进行定性分析后,提出了更为准确合理的巡航构型缝翼气动载荷设计方法。在原有的外表面压力分布基础上,内表面压力不再赋零处理,补充内表面压力分布作为载荷计算的输入,并考虑密封性系数的影响,由此得到的缝翼载荷与试飞实测基本一致,验证了缝翼载荷设计方法的合理性和可靠性。所提方法已在工程中得到验证和应用。     

现代飞机前缘缝翼作动装置——齿轮-齿条的设计技巧

前缘缝翼在飞机起飞、降落中起到提高飞机升力、改善飞行性能的重要作用。新型的缝翼作动装置—齿轮-齿条,由于构思巧妙、占用空间小、重量轻而备受重用。在小齿轮与大圆弧齿条设计中,诸多参数的确定、关键细则的设计、全机多作动装置的协调、故障载荷的计算与深入分析,构成了其设计的重点和难点。采用此方法研制的齿轮-齿条装置已成功应用在飞机中。     

前缘缝翼开口分段对增升装置气动特性的影响

为了研究高升力系统中开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响,对不同构型生成结构化网格,及其流场进行了大量的数值模拟。在同等状态下,结合不同构型的计算结果,分析了开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响。研究表明,机翼失速不仅与开口宽度有关,而且与前缘缝翼上的开口位置有关。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置,大迎角飞行时,前缘缝翼上表面可能出现流动分离,造成缝翼尾迹流区迅速增厚,加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用,导致各翼段环量减小、升力下降,最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题,本文基于有限体积RANS方法,研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生,抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混,减缓对襟翼流动的不利影响,显著改善增升装置失速特性;开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显,应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案,以便获取更好的气动性能收益。     

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

基于前缘平行射流的缝翼噪声控制研究

为了降低缝翼噪声,提出了一种基于前缘平行射流的缝翼噪声控制技术,利用数值计算验证了该方法的有效性,并分析了其噪声控制机理。采用FREQUENZ两段翼型,利用DDES混合方法进行二维非定常数值计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性。计算结果表明平行射流基本不影响翼型的气动力特性,同时缝翼的中低频噪声得到有效的抑制,宽频噪声强度也有所减弱。通过对时均流场和瞬态流场的分析,初步阐述了两种降噪机理:(1)平行射流与缝翼尖端分离流相互作用,改变了剪切层中的大尺度拟序结构,展向涡的尺度及其不稳定性均得到有效抑制,从而减弱了剪切层与缝翼压力面撞击而产生的压力脉动,达到降低声源强度的目的;(2)射流减小了回流速度,削弱了声反馈机制。     

空客A320系列飞机襟/缝翼翼尖刹车监控信息的分析

空客A320系列飞机的襟/缝翼控制计算机对翼尖刹车线圈提供了相应的监控功能（包括开路和短路）。但是,不完善的监控逻辑可能导致一些奇怪的故障现象,影响维护人员对故障的判断,本文对其监控内涵进行深入分析。     

波音737NG飞机后缘襟翼常见故障分析及解决措施

针对波音737NG系列飞机运行期间常见的后缘襟翼系统典型故障进行了分析与整理,总结并提出了一些实践中可行的改进方法和措施.