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针对机组氧气系统快速渗漏,利用飞机QAR收集数据,使用Python建立、优化机组氧气压力模型,基于模型特征快速准确定位故障,实现故障的自动监控。 相似文献
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氧气系统具有不可避免的火灾危害,因此材料选用对于氧气系统安全性设计至关重要。氧气相容性评估已成为材料适用性判断的重要手段,在航空航天氧气系统设计中日益受到重视。为了降低氧气系统火灾风险、提高选材效率,建立了工程适用的、操作性强的定量选材方法。结合材料在富氧环境中的燃烧试验数据和氧气相容性评估方法,归纳出工程定量选材的计算方法,并给出具体实施步骤。对比某型飞机氧气瓶充氧接嘴弹簧选材的计算和试验结果,验证了选材方法的有效性,可为氧气系统安全性设计提供参考。 相似文献
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黄晶琪 《民用飞机设计与研究》2023,(1):140-144
CCAR25.1447(c)(2)(i)条款明确了机组氧气面罩快速佩戴的要求,满足该要求对于民用飞机氧气系统适航取证至关重要。对民用飞机机组氧气面罩快速佩戴的适航验证要求进行了研究,从条款解读、机组氧气面罩设计和布置要求、适航验证要求和适航验证方法等方面进行了分析,条款中的机组氧气面罩快速佩戴要求本质上是为了保证飞行机组在各种可预期的应急情况下能够及时获得必要的缺氧保护,同时不影响对飞机的操作。对于机组氧气面罩快速佩戴适航验证要求,试验方法既要能包容多变的人为因素,又能综合体现佩戴试验结果。目前FAA有一份咨询通告指导了该条款的符合性验证要求和详细方法,在研究FAA相关咨询通告的基础上,提炼总结出了开展机组氧气面罩快速佩戴的适航验证方法,为国内民用飞机机组氧气面罩快速佩戴的适航验证工作提供参考。 相似文献
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鉴于当前的机组氧气系统排故与维护主要为事后处理,通过建立机组氧气系统失效模型,运用数学统计的方法监控和评估机组氧气运行状态,以实际的案例论证了此方法的可行性及其实践成效。 相似文献
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飞机技术资料针对机上便携式氧气设备没有给出明确的最低放行数量标准以及具体的评估方法。本文讨论了便携式氧气设备放行数量评估中涉及的所有要素,给出了评估公式,并以波音777飞机为例进行了详细分析评估,为实际工作中便携式氧气瓶的放行决策提供具体可操作的评估方法。 相似文献
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《航空标准化与质量》1980,(Z3)
1.概述1.1系统应由在每个乘员位置处从面罩起直到所有装在座椅上的附件所组成(P.E.C除外)。它应能控制氧气和(或)氧气—空气混合气以规定的流量、压力和成份供给乘员呼吸之用。氧气可以是从装在飞机上的气瓶或者是液氧变换器供应。系统应对乘员在直至50,000英尺的最大应急座舱压力情况下提供保护。如飞机规范中规定要在超过20,000英尺高度进行救生,则它应该有用简单的方法接通应急供氧瓶的可能。 相似文献
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外场发现某架飞机补氧系统氧气泄露,经检查是由于安装在氧气瓶上的HPb59-1接嘴开裂导致。通过对接嘴裂纹进行理化分析,查找造成裂纹的原因,并提出预防该裂纹的措施,供相关人员借鉴。 相似文献
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使用氧化锆分析仪测量气体中氧浓度时发现,压力和速度可能对测量值有影响。本文组建实验系统并进行实验研究,用氧气和空气混合制成高氧气浓度气体,用氧气和二氧化碳混合制成低氧气浓度气体,分别研究了压力和速度对不同氧气浓度下氧化锆分析仪测量值的影响。结果表明,氧化锆分析仪在直接插入式安装时,存在最大使用压力;在最大使用压力以下测量时,气体压力对测量值无影响。压力超过最大使用压力时,高氧气浓度下,随着压力升高,测量值减小;低氧气浓度下,随着压力升高,测量值增加。气流速度对分析仪的测量值无影响。 相似文献
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现代的大型客机巡航高度一般都在万米以上,坚固的机身和增压系统可以保证乘客在这样的高度自由自在地生活。一旦发生飞机客舱失密或增压系统故障等意外事故,使客舱内的空气压力、氧气浓度不能满足人体正常生活所需,机载的氧气系统就会开始工作,释放出氧气,维持乘客的生命。 相似文献
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简要介绍机载分子筛氧气系统的发展、组成和基本原理。分析国内机载分子筛氧气系统安全性设计的特点。鉴于美军F-22"猛禽"战机氧气系统存在的缺陷及实施的改进,提出了机载分子筛氧气系统安全性设计中关于氧气系统余度、应急供氧装置触发和供氧防护方案试验验证3个方面的意见,为氧气系统设计提供参考。 相似文献
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正压法音速喷嘴气体流量标准装置由于能提供尽量接近使用工况的校准条件,近年得到了广泛的应用。但由于其前端采用空压机供气,系统压力不易控制。本文提供了一种解决系统压力波动和控制系统压力的方法。该方法采用稳压装置前加带反馈的流量调节阀。改造后系统压力可以得到很好的控制。 相似文献
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为探索磁流体发电技术在高超声速飞行器上的应用,研制了基于燃气发生器的高温燃气实验系统。介绍了燃烧工质的选取、工况的选择以及实验系统的调试机理、运行情况。结果表明,采用航空煤油做燃料,气氧做氧化剂,混合比为1.2~12的条件下满足温度大于2600K的要求;煤油流量作为基准值,通过调节氧气路孔板流量计前压力能很好地调节燃气发生器的温度;通过调试确定了系统运行的时序,并进行了燃烧温度为3278.5K的点火实验。电导率的测试实验表明,在燃气温度2750K的情况下,燃气电导率的平均值达到10S/m,峰值15S/m,满足磁流体发电的技术要求。 相似文献
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江华 《民用飞机设计与研究》2023,(1):74-80
基于单舱惰化冲洗模型理论,采用Matlab语言,针对民用飞机惰化系统设计开发出系统架构权衡分析工具,该工具后台程序除集成气源压力接口数据库、飞行参数自动生成模型和ASM真值表外,还包含根据落地燃油箱氧气浓度对下降阶段大流量模式下NEA最小流量的寻优算法,通过运用该工具,对全燃油箱惰化民机的惰化系统引气增压子系统形式、NEA流量、燃油箱通气形式、燃油箱极限氧气浓度对ASM数量和引气质量流量的影响进行定量研究,全面比较开式通气架构与闭式通气架构下惰化系统的性能特征,为飞机惰化系统架构设计提供一种工程方法参考。 相似文献
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为在确知组分条件下,获得不同小分子碳氢燃料的输运、喷射与燃烧特性数据,建立了一套可用于单组分和多组分超临界小分子碳氢燃料输送的系统。该系统采用先加压再加热的工作模式,使预知组分的小分子碳氢燃料达到喷前状态。利用氮作为输送介质进行了系统校验,试验中所获得的不同位置压力、温度随时间的变化数据表明,系统实现了氮流量及输送条件的稳定控制;在所研究的参数范围内,在下游出口获得了氮的不同相态;上下游两级喉道内氮流量的计算结果相对偏差≤±3%,说明两级喉道内氮的流量匹配性较好。在较大参数变化范围内,试验研究了甲烷在系统中的输运特性。甲烷的相态和流量分析结果表明,当喉部处相态位于气相时,可以按理想气体等熵流动计算流量,所得结果与国家标准提供方法相差小于±1%;当甲烷在上游喉道的喉部处于超临界相、在下游喉道的喉部处于气相时,两喉道流量计算结果相差8%~17%。该系统可以实现氮/甲烷流量大于100g/s,喷前压力大于5MPa,喷前温度高于450K条件下的稳定输送。 相似文献