民用飞机延程运行型号设计浅析

延程运行(ETOPS)是保证民用飞机安全飞行的重要运行要求。为了给国内ETOPS型号设计提供指导,对民用飞机ETOPS型号设计进行探索研究。简要介绍了ETOPS概念及其发展历程,梳理了民用飞机ETOPS型号设计的适航要求以及批准方法,通过对适航材料的研究,提出一种ETOPS型号设计思路。本文所提的设计思路能够指导国内民用飞机的ETOPS型号设计。     

浅析民用飞机ETOPS批准

介绍了飞机延程运行(ETOPS)的发展历程,对比分析了ICAO、FAA和EASA对于ETOPS的不同要求,概述了FAA对ETOPS型号设计批准的合格审定要求,最后研究了波音787飞机ETOPS的型号设计要求,为国产飞机的ETOPS设计和审定提供参考.     

民用航空发动机ETOPS型号设计和符合性验证方法研究

航空发动机延程运行（ETOPS）资格是飞机延程运行的基础,为了给国内航空发动机ETOPS型号设计及适航符合性验证提供指导,研究ETOPS适航规章形成的历程及航空发动机早期ETOPS资格的设计和试验要求。分析发动机ETOPS适航条款与飞机ETOPS适航条款的关系,提出一种民用航空发动机ETOPS型号的设计及符合性验证方法。结果表明：本文提出的验证方法为指导民用航空发动机早期ETOPS型号设计和符合性验证提供了依据。     

民用飞机ETOPS重要系统适航审定研究

延程运行（ETOPS）是国际民航组织为了保证民航飞机安全飞行提出的一项运行要求,被广泛应用于洲际航线,尤其是跨洋飞行。ETOPS型号设计批准的核心是ETOPS重要系统的适航审定。对ETOPS重要系统的审定工作进行研究和讨论,分析ETOPS重要系统相关的适航条款要求,提出ETOPS重要系统确定方法和验证方法,明确有时间限制ETOPS重要系统的审定要求。结果表明：本文所提出的ETOPS重要系统的确定方法和验证方法在工程实践的应用中取得了实质性进展,能够为自主研制大型客机的ETOPS型号设计和适航审查工作提供指导。     

民用飞机延程运行飞行试验技术与研究

概述了民用飞机延程运行(Extended Operations,以下简称ETOPS)的定义、适航条款、商业需求、历史,分析了双发飞机的ETOPS型号设计批准的不同取证方法(早期的ETOPS方法、服役经历法、服役经历法和早期的ETOPS方法相结合),并设置了ETOPS飞行试验的验证工作及其单发失效、座舱释压、辅助动力装置(Auxiliary Power Unit,以下简称APU)冷浸透等失效场景。为了使民用飞机可以尽快取得ETOPS批准,应结合现有的适航条款、试飞技术和方法对试飞过程进行不断优化,在同一架次上进行相似的两个模拟失效场景的飞行试验认证可以大大地节省时间和油耗。     

延程运行的适航要求和验证方法分析

就节省时间,燃油和提高营运效率而言,延程运行（ETOPS）为长途国际旅行提供了许多好处。然而这类营运也带来了特殊的安全性问题。本文根据适航规章详细描述了关于ETOPS设计需要考虑的适航要求,为设计和适航验证提供参考。     

一种估算ETOPS时间限制系统时间性能的方法

ETOPS时间限制系统的时间性能要求是飞机系统设计的重要输入,是确保飞机系统设计满足最大ETOPS改航能力的前提.结合工程经验以及ETOPS运行特点,提出了一种估算ETOPS时间限制系统时间性能的方法.通过案例计算表明,航路温度和风对于确定ETOPS时间限制系统时间性能的影响是明显的.提出的计算、分析方法可用于飞机设计阶段对ETOPS时间限制系统时间性能的工程估算.     

ETOPS系统安全性评估方法及应用研究

基于典型的ETOPS飞行过程,分析了ETOPS的故障组合状态．从时间函数的角度建模,修正了一般系统安全性评估方法的模型和参数,在国内首次提出了适用于ETOPS条件下的修正系统安全性评估模型,并进行了应用分析。模型可以用于在ETOPS特殊条件下对适航条款的符合性验证。     

民机延程运行计划维修要求的制定

主制造商需要为具备延程运行(ETOPS)能力的飞机制定符合延程运行要求的维修大纲(MRBR)。为确保飞机交付客户后能够达到并保持延程运行所必需的性能和可靠性,MSG-3分析需要结合所申请级别的ETOPS能力开展。基于新研飞机常规运行系统MSG-3分析逻辑决断流程,重点从ETOPS关键MSI选择、ETOPS功能失效影响分析、失效影响类别判定等方面,说明ETOPS系统计划维修要求的制定过程。     

波音谋求新的ETOPS准则

波音公司计划自今年下半年起敦促FAA取消已执行了14年的双发延程飞行（ETOPS）批准程序,使航空公司可以用双发飞机作长距离、远程航线飞行。并认为对用于这些航线的未来飞机应加强的是安全设计和运营保护,而不仅仅考虑飞机选用几台发动机。目前,虽然ETOPS批准程序仍在起作用,但波音希望FAA放松对ETOPS的限制,使波音777可在以单发飞行超过180分钟时间到达备降机场的航线上飞行。按FAA的惯例,只有航空公司才能提出这样的申请,因此,将180分钟ETOPS限制延长15％增至207分钟将由美国航空运输协会（ATA）代表4家将用波音777…     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。