K8飞机自由飞模型飞控系统设计研究

自由飞模型是按相似原理以飞机模型空中投放试验来验证原型飞机的操稳性能或获取飞机参数等，现通过对Ｋ８飞机自由飞模型控制系统的研究。设计了静不稳定飞行状态下的控制增稳系统。并根据自由飞的特点，设置控制器接通与否两种工作状态，可进行人工操纵飞行和接入控制器的操纵飞行。飞行记录表明，控制系统设计是成功的，可起到对原型机仿真的作用。     

计算机辅助飞机重量工程（CAWE）系统

 飞机重量工程是处理飞机设计中有关重量问题的工程方法。一般包括飞机总重的估算;重量系数灵敏度分析;飞机各部件重量估算;各部件重心估算;飞机重心定位;飞机重心调整。这些问题在飞机设计过程中是很重要的,一般说来问题比较复杂,计算工作量很大,经验性强。如果采用飞机设计计算机辅助设计技术,将使设计师能够迅速、准确、经济地解     

K8飞机襟翼装配工艺的改进

Ｋ８飞机襟翼装配长期达不到设计要求，成为技术关键。本文从多方面分析了产生问题的原因，并详细介绍了改进方法及其效果。     

飞机重心包线修形分析

飞机重心包线是在综合权衡操纵性、稳定性、气动设计、结构设计和飞机装载等要求后确定的，在飞机设计实践中，需要进行重心修形，一是为了确保飞行安全，根据使用情况对飞机重心做出一些限制；二是为了降低有效载荷，实现结构减重；三是为了进一步提高飞机最大起飞重量，挖掘飞机的性能潜力，提高竞争力。结合型号任务，分析了国内外军民用飞机，尤其是空客系列和波音系列飞机的重量与平衡资料，提出了重心修形的主要考虑因素，并结合重心包线左上角修形，举例说明了包线修形时的重量、结构、强度和起落架专业的相关考虑，给出了修形的必要条件、一种修形方法和具体的修形步骤，可以供后续型号设计参考。飞机重心包线修形也是一个反复迭代的过程，通过不断迭代直到获得一个满足诸多要求的合理的最优解。     

浅谈飞机重量和重心的计算

本文介绍了飞机重量和重心的计算方法,以波音飞机为例介绍了使用空重的计算方法,分析了计算使用空重时需要注意的问题,为航司确立飞机的重量和重心提供参考。     

称重平衡系统在大型飞机重量重心测量上的应用

称重平衡系统是大型飞机很重要的一套系统,主要用来实时测量、计算飞机的重量和重心位置,从而可以连续反馈飞机的重量和重心,向飞行控制系统传输信息,由飞行控制系统调整空投时的飞行姿态.     

民用飞机主动重心控制功能工程设计分析

为提高我国民用飞机实现主动重心控制功能的技术成熟度和工程实现的安全性,以主动重心控制功能原理为基础,参考国外典型飞机的设计方式,提出了主动重心控制功能应具备人工和自动两种控制方式,在一定的安全高度和系统状态条件下启动,并同时具有前向转输和后向转输的功能逻辑设计原则。在工程实现层面,构建了主动重心控制功能的系统架构,分析了典型飞机对座舱控制面板设计和显示告警等方面的考虑。在关键技术层面,分析了工程实现中可能遇到的燃油测量误差、飞机重心超限和控制器故障等问题,并提出了通过设置目标重心阈值和重心调节阈值、采用非相似的实时重心解算监控和允许重启并重新输入当前飞机重量重心等解决措施。相关结论可为我国民用飞机主动重心控制功能的工程设计提供参考。     

K8飞机液压泵断轴的原因分析及对策

对Ｋ８飞机液压泵断轴这一故障,从飞机系统及液压泵本身进行了分析、计算和试验,证实了这一故障是由于该型液压泵与ＹＨ－１０不相容造成的,并由此提出了解决办法。     

浅谈飞机称重

飞机称重是确保飞行安全的重要工作之一,其目的是获得飞机在特定布局下的重量以及重心位置,这两个数据直接关系到运营中装载方案的制订。本文从称重目的、施工过程以及重心计算三个方面对飞机称重进行介绍,并对称重过程中应当注意的事项予以说明。     

K8飞机非加压供氧系统研究

介绍Ｋ８飞机在１３．１ｋｍ高度上使用加压供氧系统的理论计算与试验结果。通过理论计算与试验结论，证明在升限１３．１ｋｍ高度上配备非加压供氧系统是完全可行的。     

K8E飞机综合保障系统工程

从现代飞机综合保障系统工程的角度,分析总结K8E飞机综合保障的技术与管理创新和升级工作,着重介绍了与传统售后服务不同的飞机综合数据库管理系统、地勤培训软件、飞行训练模拟器、地面维护模拟器、外场维护综合测试车的开发以及在保障工程中发挥的效能。     

常规布局小型飞行器设计参数优化研究

对以螺旋桨为动力的长航时小型飞行器，在概念设计阶段的设计参数进行了敏感性分析。主要包含三个方面：一是飞机飞行状态，包括巡航高度；巡航速度及巡航升力系数。二是飞机机翼几何参数，包括尖梢比、展弦比和翼型。三是发动机的布局形式。飞机概念设计是在明确了设计要求的前提下开展的。在满足设计约束的基础上，通过对升力面气动特性及相互干扰分析，机翼剖面的设计选择以及升阻力特性的分析，典型部件重量构成的统计分析，计算出不同构型状态下的飞机重量和重心，保持纵向静安定度在合理范围内，通过对飞机有无配平情况下的阻力特性比较，寻求特定高度满足长航时设计要求的设计点。     

某型飞机平尾前缘再制造重量分析

针对某型飞机平尾前缘再制造过程中出现的重量超差问题,根据平尾前缘的结构形式对其结构强度和重心、飞机重量重心、飞机尾翼颤振特性等因素进行分析计算,并结合工艺优化情况给出了可装机使用的结论及重量控制指标。     

K8飞机座舱盖有机玻璃破裂原因分析

通过对Ｋ８飞机座舱盖ＭＹＢ－３＾＃有要玻璃断口进行宏观及微观分析,揭示了该座舱盖有机玻璃破裂的主要原因,并找到了划伤深度对有机玻璃疲劳寿命影响的规律。     

基于三维参数化模型构建的飞机重量重心快速估算方法

 针对飞机总体设计阶段重量重心(c.g.)估算的专业要求、设计方案反复调整的特点,提出了基于三维参数化建模的重量重心快速估算方法,从而实现后续的快速参数化调整。基于该方法的分析流程,通过分析飞机外形建模和结构、系统重量建模的工作对象和专业逻辑,对各个重量组成及其建模过程进行了参数化描述和流程定义,用于指导完成整个设计分析系统的开发实现。最后,通过算例演示了基于三维参数化建模进行重量重心快速估算的步骤。     

飞机重心允许范围设计准则

基于稳定气动布局飞机的操纵性和稳定性要求，提出飞机重心允许范围的确定需要考虑的一些准则。以某型机为例，用综合提出的设计准则及相关数据对该机的重心允许范围进行了详细计算。结果表明，按照提出的设计准则确定的重心允许范围与按经验估计的结果接近．说明所提出的设计准则是可行的。     

民用运输类飞机重量重心分配适航性技术研究

参考国外飞机型号合格审定基础,分析梳理运输类飞机重量重心相关适航规章要求,结合国内相关工业界技术标准,开展民用运输类飞机重量重心分配适航性设计要求与符合性验证方法研究工作,为民用运输类飞机重量重心分配适航性设计和验证工作提供参考。     

鸭式布局飞机直接升力控制研究

介绍了飞机做非常规机动－直接升力控制的方法，讨论了直接升力控制与飞机常控制的兼容性，以及直接升力操纵控制策略。给出了某鸭式布局飞机直接升力控制律动态解耦过程。     

大型飞机机动载荷减缓控制系统设计与仿真

为了有效降低飞机机翼根部弯矩和减轻结构重量,针对我国大型飞机中的机动载荷减缓控制系统进行了设计与仿真分析验证,根据实际飞机结构特点提出了一种传感器布局方案,建立了升降舵、副翼、扰流片等独立偏转的仿真分析模型,在常规控制律的基础上,基于控制分配方法进行直接升力控制,仿真结果表明：所设计的系统能够实现机动载荷的减缓,并使得...     

燃油重量对改装后通航飞机重心的影响研究

通航飞机常因具有独特的飞行性能与状态,由飞机改装公司对其进行适应性改装以执行各种任务。本文以赛斯纳208型飞机为例,在MATLAB软件中利用最小二乘法拟合计算燃油重心力臂值,并研究了飞机经适应性改装后重心随燃油重量变化的规律。