现役飞机刹车系统常见故障及解决措施

就现役飞机刹车系统经常出现的刹车疲软、冲出跑道、虚警、油液污染、刹车抖动、爆胎等故障进行了介绍和分析,并提出了相应的解决措施.     

民用飞机翼尖设计研究

利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了几种典型的翼尖装置减阻原理、特性以及应用情况。研究结果表明,使用翼尖装置在减少诱导阻力方面会起到很大的作用。最后,基于翼尖装置的研究和发展现状,对其发展前景进行了评述和展望。     

地面效应作用下翼尖涡特性的PIV实验研究

完成了NACA23012机翼地面效应条件下翼尖涡结构及升阻力特性实验。实验在拖曳水槽中模拟机翼的飞行状态,获得了在多种飞行高度、0°攻角时机翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖涡流场的变化规律,对比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖涡速度、涡量分布的区别及其可能对机翼升/阻力造成的影响。实验结果表明:即使在正弦波浪地面附近,随着机翼逐渐靠近地面,升力逐渐减小至负升力,翼尖涡的强度亦发生相应变化;尤其是在小间隙比、负升力情况下,翼尖涡的旋转方向产生了改变;流场结构不仅受机翼距地面高度影响,也随着波浪地面与机翼瞬时所处位置构成的相对相位关系的不同而变化,并且涡量沿波浪地面运动的变化呈现周期性,但变化规律并不符合正弦周期,主要原因在于波浪地形与下翼面所构成的流道形状及狭窄程度的周期性变化对翼尖涡流场结构的发展和演化产生不同程度的抑制。     

大飞机数字化装配技术

Honeywell航空航天集团为中国国内及国际航空市场提供辅助动力装置、航空零备件、航空电子产品、及机轮刹车维修等服务,并生产发动机及环境控制系统相关部件.在国外很多知名飞机制造商的机型上都配有Honeywell的产品.     

飞机防滑控制系统的分布方式实时仿真

首先对飞机防滑刹车系统的工作原理进行了较为详细的分析，并建立了系统的数学模型，在此基础上，采用分布式实时仿真系统对系统进行了仿真研究，给出了分布式实时仿真系统的结构方案，讨论了仿真算法，仿真步长的选择等问题，并对某飞机防滑刹车系统在干跑道、湿跑道２种情况下的仿真结果进行了分析，经实验验证，该分布式实时仿真系统具有实时性好，处理能力强等优点。     

某型直升机主机轮刹车抱死故障分析

介绍了某型直升机主机轮刹车抱死故障,分析了故障发生的原因,总结了日常使用中应采取的处置措施,并提出了相关的维护和改进建议。     

A320飞机刹车蓄压器压力保持不住排故与分析

<正>我公司A320机队时常会出现刹车蓄压器压力不够这一故障,针对该故障笔者从系统原理进行了一定的分析和总结,以便于大家在今后的工作中能更快速地判断故障的原因。     

翼尖减阻装置风洞实验研究

对Ｙ１２飞机加装剪切翼尖和翼梢帆片后，其纵向和横侧气动特性影响的风洞实验表明，该措施几乎在整个实际飞行的升力系数范围内部具有明显的减阻效果，达到了改善性能预定的减阻指标。     

弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验

介绍了2种用于弹性机翼阵风减缓的控制策略。第1种控制策略是模态阻尼增强的阵风减缓（MDEGA）,通过反馈翼尖振动速度驱动副翼做卸载偏转,从而减缓机翼的动载荷及振动。第2种控制策略是基于阵风感知的阵风抑制（GSBGS）,由阵风探测器感知阵风速度并前馈给副翼做出偏转,利用副翼操纵力抵消阵风载荷。为验证2种控制策略的实施效果,以某弹性飞机缩比模型的大展弦比机翼为研究对象,进行了阵风载荷减缓原理风洞试验。试验结果表明2种控制器对机翼一弯模态的阵风响应减缓效果显著,翼根弯矩和翼尖过载峰值的减缓量均超过50%。与MDEGA相比GSBGS对峰值外频率点阵风响应的减缓更加有效。2种控制策略各具特点,可为工程设计提供参考：MDEGA等效于增加结构阻尼,不需要精确测量阵风,但受气动伺服弹性稳定性约束;GSBGS是开环控制,不改变飞机动态特性,但严重依赖于阵风探测的精度。