小型通勤类飞机失速特性的自由飞验证试验研究

在对某小型通勤类公务机进行风洞实验预测时,发现飞机失速后其滚转特性会发生急剧变化。在分析该型飞机风洞实验结果的基础上,采用机翼加装失速条的失速特性方法,通过缩比模型自由飞试验进行飞行验证,分析在巡航构型和着陆构型状态下原始机翼和机翼加装失速条后的试飞结果。结果表明:缩比模型自由飞试验能够验证机翼风洞试验的预测结果,加装失速条的失速特性改进方法可以改善飞机失速特性。

通用飞机翼尖小翼设计对飞机横航向稳定性影响研究

为了改善飞机的飞行性能,通用飞机通常会使用翼尖小翼装置,但往往会忽略它对飞机的飞行品质所产生的影响。通过对翼尖小翼产生的气动力进行计算分析,研究了翼尖小翼对横航向飞行品质的影响。研究结果表明:翼尖小翼会使荷兰滚模态振荡增加,螺旋模态稳定性增加,对飞机横航向稳定性影响较大。翼尖小翼需要针对飞机本身的气动特性进行设计。

通用飞机梯形机翼的富勒式襟翼滑轨轨迹研究

襟翼滑轨轨迹控制着襟翼的运动轨迹,决定着其几何特性,是飞机襟翼操纵系统滑轨机构工程设计的重要输入因素。提出一种设计襟翼滑轨轨迹的新方法,该方法对梯形机翼的富勒式襟翼运动进行简化,根据襟翼的运动规律,将其运动简化为近似绕翼尖外空间一点作圆锥曲面运动,并结合CATIA V5的模拟分析,最终设计出满足要求的襟翼滑轨轨迹。运12F飞机的工程应用实践表明,该方法对通用飞机的设计具有较高的实用价值。

基于智能配线的通用飞机航电试验技术研究

为解决通用飞机复杂航电系统的集成和测试难题,研究一种在数字仿真基础上基于智能配线的航电系统集成与测试方法。基于增量式的系统集成策略分析,对航电系统的集成特点进行研究,进而对其进行分级分步处理,并提出真件逐步替代仿真件的系统集成方法。对航电系统激励响应式的传统测试方法特性进行研究,提出在测试序列基础上的基于智能配线的自动化测试,进而得出航电系统动态综合测试方法。AG600飞机航电系统集成与测试的应用结果表明:所提出的方法及平台能够大大提高航电系统集成与测试的效率。

民用飞机通信距离及方位试飞方法研究

介绍了民用飞机通信距离及方位的试飞方法及数据处理方法,以甚高频通信系统和甚高频全向信标系统为例,详细说明了试飞航线的设计,试飞方法,GPS数据坐标变换的必要性及方法,及基准数据与机载数据的二次处理方法。同时还对距离和方位试飞时需要注意的事项进行了说明。本文可为民用飞机试飞可提供科学、有益的参考,具有一定的借鉴作用。

通用飞机的低成本研究

通用飞机是目前世界上种类最多、数量最大、用途最广的一类飞机,是民用航空活动的重要工具之一。通用飞机的低成本模式已经成为世界通用飞机制造商必须要面对和解决的问题之一。本文从通用飞机的选材、设计和制造等周期进行分析研究,为我国通用飞机低成本发展提供研究参考依据。

通用飞机实时状态监测与健康管理云平台试飞测试技术研究与应用

通用飞机实时状态监测与健康管理云平台是利用最新的试飞测试技术、通信技术、计算机技术等为基础,以通用航空在实时状态监测与健康管理需求为导向,结合“互联网 +”,构建飞机实时状态监测和健康管理云平台技术系统架构,突破状态监测、地空宽带通信、飞机健康管理以及分布式云平台等关键技术,实现低成本、小型化的机载综合数据采集和网络通信系统,建立实时空地数据传输网络,构建通用飞机实时状态监测与健康管理云平台。

通用飞机复合材料修补结构适航试验研究

复合材料在航空、航天、建筑、交通运输等各个领域的应用日益广泛.先进复合材料用于通用飞机结构可以带来减重、降低设计成本、抗疲劳耐腐蚀等优点,但同时也伴随着在使用中出现的各类损伤及后期的维修难题.本文针对复合材料维修问题,提出适航验证试验规划.

应用于某型飞机起落架的双通道磁流变减震器结构设计与磁路优化

针对某型飞机起落架减震要求,设计了一种双阻尼通道式磁流变减震器,双阻尼通道增大了磁流变液流经环形间隙时的黏滞阻尼力以及库仑力的调节范围,磁流变减震器的可控性更高。根据电磁场理论对磁路进行了初步设计计算,并采用ANSYS有限元分析软件对磁流变减震器结构参数进行了进一步优化。通过优化分析得到了最有利于发挥减震器性能的结构参数,减震器结构更加紧凑,磁场分布更加合理,磁场利用率比初始设计提高了1倍多。

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。

水上飞机起飞历程的水动力特性研究

水上飞机能够在水面高效起降得益于船体布局的精细化设计,而深入掌握水上飞机的水面起飞滑行规律对于飞机的研制至关重要。采用水池拖曳试验和数值模拟方法两种研究方法探寻流动机制,分析大型两栖水上飞机滑行过程中的水动力特性。结果表明:利用计算流体动力学技术可以较为精确地模拟复杂外形的两相流耦合六自由度运动,与水池拖曳试验的流场形态和模型动力学特性吻合,在起飞全过程中阻力误差均在10%以内;对于带起落架舱的大型两栖水上飞机,前体舭弯产生的强烈喷溅是阻力峰产生的根本原因。

民用飞机起落架激光/电子束增材制造技术应用研究

增材制造是先进制造技术的发展方向之一,民用飞机增材制造技术的应用取决于增材制造技术和适航验证技术的成熟度以及材料标准体系的完善度,对民用飞机起落架典型结构所用的A-100、TC18材料进行了激光/电子束增材制造技术应用研究,建立满足适航要求的材料与工艺认证、力学性能表征、内部质量控制与无损检测评价体系。

水陆两栖飞机波浪着水响应研究

根据水池造波系统原理及ALE流固耦合算法,研究了水陆两栖飞机在规则波面上着水的动力响应问题。论述了摇板造波中摇幅与波高、周期之间的关系,以及波浪水池的数值模拟、水陆两栖飞机的建模及在波浪水池中着水数值仿真方法。研究表明:水陆两栖飞机以不同波浪方式着水对飞机过载、着水结构水压力及飞行姿态响应有一定的影响。

模糊自适应飞控舵面控制算法研究

基于模糊控制理论研究了飞行控制系统舵面控制的自适应PID控制算法;首先分析了无刷直流电机的工作原理,并基于无助力和不可逆助力飞行操纵系统分别建立了飞控舵机负载及等效转动惯量模型,然后通过模糊推理和优化决策,给出了一种参数在线自整定的模糊PID舵面控制算法;仿真结果表明,模糊自适应PID控制相比传统PID控制,其动态品质和跟踪性能均得到较大改善,提高了舵面控制的快速性和准确性,反映了其良好的自适应性和鲁棒性。

船身式水陆两栖飞机起降飞行仿真研究

水陆两栖飞机地面和水面起降特性需要满足适航规章的要求,有必要在飞机方案的优化设计过程中建立准确的计算分析方法来开展评估,以保证飞机方案的适航符合性、降低设计更改风险。基于滑行艇水面滑行水动力分析方法、地面起落架多体动力学建模方法及Matlab/Simulink仿真环境,分别建立某船身式水陆两栖飞机水面、地面起降的飞行仿真模型,数学模型中包含飞机本体飞行力学模型、水动力模型或起落架模型,通过对算例飞机水面和地面起飞过程开展飞行仿真,得到飞机各运动状态变量、起落架参数、水动力等的时间历程,并与飞行试验、水池试验数据进行对比分析。结果表明:所建立的船身式水陆两栖飞机地面、水面飞行仿真方法达到了型号设计的精度要求,仿真结果与试验试飞结果吻合得较好。

飞机副翼操纵系统非线性传动特性研究

在飞机操纵系统控制优化的研究中,为改善民用飞机滚转运动的操纵性能,针对飞机滚转运动的特点,以飞机滚转运动角速度与驾驶盘转动角度比值趋于线性化作为优化目标,建立了目标方程,并提供一种新型机械副翼操纵系统作为解决方法。在CATIA软件中建立了该操纵系统的运动学仿真模型,分析了驾驶盘及副翼的稳态运动轨迹,计算和仿真结果表明,新型副翼操纵系统具有良好的传动特性,能够改善民用飞机的操纵性。新提出的机械副翼操纵系统设计方法,对现代民用飞机设计具有促进和借鉴作用。

自动加油式飞机应急液压系统研究

飞机应急液压系统为飞机飞行控制提供主液压源故障时的备份动力源,提高了飞行控制系统的安全余度,但是增加了飞机的整体维护量。该文叙述自动加油式应急液压系统,从原理设计方面改进应急系统加油方式,充分考虑各液压能源系统间的自动切换,压力安全、系统间耦合、初次加油及检查维护均由助力液压能源系统自动完成,减小飞机维护量。

浅析通用飞机航电系统发展

通用航空是民用航空重要和不可分割的组成部分,通用航空产业对国家的经济建设和社会发展有重要的作用。叙述了通用飞机航电系统的架构,分析了其设计、试验、维护和适航审定特点,并总结出通用飞机航电系统需要解决的关键技术,对国内现状及今后的航电系统设计提出了自己的看法。

飞机机载软件符合性方法DO-178B的应用研究

现今机载软件在飞机上得以大量应用,软件的可靠性、安全性日益重要。RTCA DO-178B作为民用飞机机载软件适航符合性方法,已广泛应用于欧美航空领域,但我国航空领域在DO-178B的应用方面仍存在诸多问题。本文针对DO-178B中软件与系统的关系、软件生命周期及软件审查方法进行研究和总结,对我国民用飞机机载软硬件的研制和适航具有重要意义。

飞机平尾普通肋的优化设计

在飞机平尾普通肋的轻量化设计过程中,采用桁架肋代替传统的腹板肋,并利用Hyper Works的Opti Struct模块对桁架肋进行详细的尺寸优化和形状优化.优化设计时以结构质量最小为目标函数,以肋缘条与斜支柱的截面参数为设计变量,以von Mises应力和临界屈曲因子为约束条件.优化后的桁架肋质量比原腹板肋约减少29%,表明采用该方法对飞机平尾结构进行轻量化设计可行.