飞机性能

摘要： 为促进民用航空领域航空器的运行更加节能和环保,CCO等相关新技术及理念相继出现。为分析CCO运行对航空器的燃油消耗及二氧化碳排放的提升效果,以B737-800在太原机场离场程序为例,借助BCOP计算机模拟仿真软件,进行CCO爬升与传统阶梯式爬升对比研究。仿真结果表明,采用CCO爬升的航空器相较传统爬升航空器在燃油消耗及二氧化碳排放方面均有一定的优势,进一步证明全面推行CCO运行对节能减排具有较大作用。

摘要： 为了飞行签派员更好地掌握民用飞机性能知识,急需开发一套民用飞机性能辅助训练软件,有助于签派员进行自我训练。本研究首先对国内外民航领域训练软件或系统进行了全面阐述,对飞机性能辅助训练软件进行框架设计。软件以理论知识学习训练为核心,建立不同难度等级的训练题库,实现签派员的个性化学习,最后给出反馈意见和训练建议。该软件可以帮助签派员提升民用飞机性能知识的训练效率,更好地掌握飞机性能理论知识和应用。

摘要： 以波音B737飞机执行“重庆—九寨”航线为研究样本,通过飞机性能计算为研究切入点,从气象、飞机设备和新技术推广三个方面分析高高原机场安全飞行的措施,研究可知:(1)气温对高高原机场的安全飞行性能影响敏感;(2)最低设备清单(MEL)对高高原机场起降的飞机性能影响明显;(3)过低的修正海平面气压(QNH)会导致飞机不能在高高原机场正常起降;(4)执飞不实施夜航的高高原机场必须参考机场起初日落时刻;(5)增加新技术的推广可以提高高高原机场运行安全性和正常性。

摘要： 飞机制造过程中,试飞执行是确保飞机性能及质量的关键步骤。同时,试飞过程中机场附近的各类复杂环境对试飞过程起着举足轻重的作用,其中,可能涉及的危险源又是重中之重。基于这样的业务情况,本文提出了一套针对试飞业务过程中对危险源的上报、识别、审核的管理办法,并把危险源与试飞AO执行过程进行关联,建立了在试飞AO执行过程中对危险源进行预警和采取缓解措施的机制,为试飞业务的高效安全执行打下了坚实基础。试飞安全管理是航空航天行业中最需要关注的问题,这是一项风险管理,对我国航空航天的发展至关重要。随着试飞安全隐患因素越来越多,必须建立其安全管理的标准化体系,不断地提升试飞安全管理的标准化水平。在试飞安全管理过程中,一个最基本的前提就是必须能够准确地识别出危险源,考虑到危险源自身往往存在多样性和不确定性较大,因此在试飞安全管理中,如何有效辨识危险源是一个较大的难题。

摘要： 针对在最少油耗、最快时间和最低成本等目标下的巡航阶段路径优化中,出现的边权重与前续路径的选择密切相关、估值函数计算开销过大等问题,首先构建了GRIB2格式网格气象数据插值、飞机性能参数快速计算流程,然后通过对A*算法估值函数系数和性能计算步长进行改进,提高每步优化时的计算效率;之后针对典型飞行任务,对不同优化目标下的结果进行对比,分析了成本指数、飞机起始质量和飞行高度层等因素的影响。将飞行性能计算融入边权重的A*算法相对于传统最短路算法会增加计算时间,但同样以飞行性能最优为目标的情况下,相较于Dijkstra算法它可以更迅速地找到优化路线。

摘要： 随着电池和电机技术的逐年发展,装备电动力系统的飞机技术得到了更广泛的应用.电动民用无人机、通航飞机的发展现状以及电动运输飞机的技术可行性,正在推动民航业的改革.适航审定中对性能飞行性能和飞行程序的要求未完全考虑电动力系统的影响.通过对电动力系统的特性研究,归纳电动飞机可能影响的规章中对于飞行相关内容的影响,为相关民航电动飞机的适航验证工作和审定工作提供借鉴和指导.

摘要： 以不提供正常加油服务机场的运行控制特点为背景,结合昌都/邦达机场的气象特点,参照第五版修订的《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》规章要求,以2020年5月4日某航空公司"成都—邦达"往返航线签派放行工作为例,完成邦达机场起降的相关保障措施的研究,从污染跑道、燃油政策和飞机性能三个方面总结出运行控制的要点,以达到安全飞行的目的.

摘要： 东北空管局测绘设计公司是中国民航首家能够综合提供东机场工程测量、测绘、特种航图制作和空域规划、飞行程序设计、飞机性能分析,机场/空域容量评估等航行服务研究全产业链服务的公司,隶属于民航东北空管局,是一家拥有50多人的基层国有企业。

摘要： 高空遇险时208秒的果断决策,危在旦夕的155条生命奇迹生还,2016年上映的电影《萨利机长》再现了空难史上的一场迫降奇迹,95分钟的时长讲述了英雄机长萨利背后不为人知的故事。全美航空1549号航班迫降事件2009年1月15日下午3时26分,全美航空1549号航班从纽约拉瓜迪亚机场起飞,前往北卡罗来纳州。起飞90秒攀升到3000英尺后,空中客机A320因遭到加拿大黑雁撞击,导致两具引擎同时熄火,飞机完全失去动力。塔台指示班机立即折返,并提供了附近机场以供降落,萨伦伯格机长在35秒内评估了飞机性能做出判断。确认无法返回机场后,决定在纽约市哈德逊河河面进行迫降。从出现事故到迫降成功,全程用时208秒,乘客以及机组人员155人全部生还。

摘要： 本文结合波音737机型特点,分析在不同地形特征的复杂机场运行所需的起飞一发失效和一发失效复飞程序设计中的相关难点,从决断方式的选择入手,探讨优化障碍物的程序设计,综合设计过程中障碍物修正、飞行操纵变化等因素.以具体机场为算例,对比基于一台发动机失效的飞行程序与传统程序区别,验证其有效性,并针对运行业载受限机场提出合理化运行建议.

摘要： 民机噪声直接影响到民机的舒适性、适航性及安全性,是评价飞机性能的一项重要指标.纵观飞机降噪的历程,可以看到投入运营的飞机再进行降噪工作,由于各方面的限制,降噪的结果是除了增加飞机的重量外,所得到的结果是不尽人意的;最有效的方法还是在设计之初,将声学设计溶入到飞机设计之中,如果飞机上各系统、各设计部门严格按声学设计要求执行,这样的结果是事半功倍.本文正是基于此思路,简要探讨了噪声控制的设计方法.

摘要： 某型飞机在气动外形上及系统性能上都有其独特的特性，使飞机性能的试飞评定产生了一定的难度。对该飞机气动平衡性的评判更是一项最基本的指标。针对飞机的平衡性的评判原理和试飞方法进行较为深入的讨论和解析，分析飞机的飞行特性，分别在3个轴向上分析了飞机产生不平衡的原因，为飞机的调试和平衡性的试飞调整提供了有力保证。

摘要： 文章探讨了Z8 空军型自动驾驶仪系统融入故障诊断系统的可行性.自动驾驶仪是飞机重要的机载设备,是飞机的控制部件.随着飞机性能的提高,驾驶仪的结构越来越复杂,对其可靠性的要求也越来越高.在日常维护中,迅速准确的诊断自动驾驶仪系统的故障能有效保障飞行训练的进行.

摘要： 随着飞机性能和战术技术要求小断提高，飞机制造技术小断发展，飞机的整体油箱结构设计和制造技术被广泛的应用于航空器。以小鹰－500飞机的机翼整体油箱为例，简要介绍了整体油箱的清洗工艺和清洗架的设计及其应用。

摘要： 随着现代空战环境日趋严酷,对战斗机的技/战术性能提出了更高要求,对其超、跨声速的机动性、超大攻角、大侧滑角飞行、以及短距大攻角起飞等非常规机动性要求大幅度提高.为此,就要求开展飞机/发动机性能一体化设计,从而尽可能发挥各自潜能、减少性能损失,获得最佳的推进系统效能.飞机/发动机性能一体化设计,即在飞机、发动机设计方案提出时,考虑飞机和发动机之间的相互协调、匹配以及二者之间的相互影响,通过一系列方案的筛选和优化,对飞机和发动机综合参数进行优选,最终提出合适的飞机、发动机设计方案.目前的飞机/发动机性能一体化设计方法是基于能量法建立飞机/发动机性能一体化约束分析和任务分析数学模型,通过对发动机设计点和非设计点循环分析,从而得到满足飞机设计要求且飞机起飞总重最小的飞机/发动机初步设计方案.但是在通常进行飞机/发动机性能一体化设计的过程中,并未考虑飞机飞行攻角等飞行条件对飞机/发动机一体化模型的影响.这对要求大攻角飞行的飞机来说将不能满足任务需求.因此,本文基于现有的飞机/发动机性能一体化约束分析模型,考虑攻角对发动机的影响,建立了考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型,以满足大攻角飞行的要求.通过与不考虑攻角的约束分析结果对比,结果表明考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型更能满足飞机大攻角飞行任务的要求.

摘要： 随着现代空战环境日趋严酷,对战斗机的技/战术性能提出了更高要求,对其超、跨声速的机动性、超大攻角、大侧滑角飞行、以及短距大攻角起飞等非常规机动性要求大幅度提高.为此,就要求开展飞机/发动机性能一体化设计,从而尽可能发挥各自潜能、减少性能损失,获得最佳的推进系统效能.飞机/发动机性能一体化设计,即在飞机、发动机设计方案提出时,考虑飞机和发动机之间的相互协调、匹配以及二者之间的相互影响,通过一系列方案的筛选和优化,对飞机和发动机综合参数进行优选,最终提出合适的飞机、发动机设计方案.目前的飞机/发动机性能一体化设计方法是基于能量法建立飞机/发动机性能一体化约束分析和任务分析数学模型,通过对发动机设计点和非设计点循环分析,从而得到满足飞机设计要求且飞机起飞总重最小的飞机/发动机初步设计方案.但是在通常进行飞机/发动机性能一体化设计的过程中,并未考虑飞机飞行攻角等飞行条件对飞机/发动机一体化模型的影响.这对要求大攻角飞行的飞机来说将不能满足任务需求.因此,本文基于现有的飞机/发动机性能一体化约束分析模型,考虑攻角对发动机的影响,建立了考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型,以满足大攻角飞行的要求.通过与不考虑攻角的约束分析结果对比,结果表明考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型更能满足飞机大攻角飞行任务的要求.

摘要： 随着现代空战环境日趋严酷,对战斗机的技/战术性能提出了更高要求,对其超、跨声速的机动性、超大攻角、大侧滑角飞行、以及短距大攻角起飞等非常规机动性要求大幅度提高.为此,就要求开展飞机/发动机性能一体化设计,从而尽可能发挥各自潜能、减少性能损失,获得最佳的推进系统效能.飞机/发动机性能一体化设计,即在飞机、发动机设计方案提出时,考虑飞机和发动机之间的相互协调、匹配以及二者之间的相互影响,通过一系列方案的筛选和优化,对飞机和发动机综合参数进行优选,最终提出合适的飞机、发动机设计方案.目前的飞机/发动机性能一体化设计方法是基于能量法建立飞机/发动机性能一体化约束分析和任务分析数学模型,通过对发动机设计点和非设计点循环分析,从而得到满足飞机设计要求且飞机起飞总重最小的飞机/发动机初步设计方案.但是在通常进行飞机/发动机性能一体化设计的过程中,并未考虑飞机飞行攻角等飞行条件对飞机/发动机一体化模型的影响.这对要求大攻角飞行的飞机来说将不能满足任务需求.因此,本文基于现有的飞机/发动机性能一体化约束分析模型,考虑攻角对发动机的影响,建立了考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型,以满足大攻角飞行的要求.通过与不考虑攻角的约束分析结果对比,结果表明考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型更能满足飞机大攻角飞行任务的要求.

摘要： 随着现代空战环境日趋严酷,对战斗机的技/战术性能提出了更高要求,对其超、跨声速的机动性、超大攻角、大侧滑角飞行、以及短距大攻角起飞等非常规机动性要求大幅度提高.为此,就要求开展飞机/发动机性能一体化设计,从而尽可能发挥各自潜能、减少性能损失,获得最佳的推进系统效能.飞机/发动机性能一体化设计,即在飞机、发动机设计方案提出时,考虑飞机和发动机之间的相互协调、匹配以及二者之间的相互影响,通过一系列方案的筛选和优化,对飞机和发动机综合参数进行优选,最终提出合适的飞机、发动机设计方案.目前的飞机/发动机性能一体化设计方法是基于能量法建立飞机/发动机性能一体化约束分析和任务分析数学模型,通过对发动机设计点和非设计点循环分析,从而得到满足飞机设计要求且飞机起飞总重最小的飞机/发动机初步设计方案.但是在通常进行飞机/发动机性能一体化设计的过程中,并未考虑飞机飞行攻角等飞行条件对飞机/发动机一体化模型的影响.这对要求大攻角飞行的飞机来说将不能满足任务需求.因此,本文基于现有的飞机/发动机性能一体化约束分析模型,考虑攻角对发动机的影响,建立了考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型,以满足大攻角飞行的要求.通过与不考虑攻角的约束分析结果对比,结果表明考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型更能满足飞机大攻角飞行任务的要求.

摘要： 随着现代空战环境日趋严酷,对战斗机的技/战术性能提出了更高要求,对其超、跨声速的机动性、超大攻角、大侧滑角飞行、以及短距大攻角起飞等非常规机动性要求大幅度提高.为此,就要求开展飞机/发动机性能一体化设计,从而尽可能发挥各自潜能、减少性能损失,获得最佳的推进系统效能.飞机/发动机性能一体化设计,即在飞机、发动机设计方案提出时,考虑飞机和发动机之间的相互协调、匹配以及二者之间的相互影响,通过一系列方案的筛选和优化,对飞机和发动机综合参数进行优选,最终提出合适的飞机、发动机设计方案.目前的飞机/发动机性能一体化设计方法是基于能量法建立飞机/发动机性能一体化约束分析和任务分析数学模型,通过对发动机设计点和非设计点循环分析,从而得到满足飞机设计要求且飞机起飞总重最小的飞机/发动机初步设计方案.但是在通常进行飞机/发动机性能一体化设计的过程中,并未考虑飞机飞行攻角等飞行条件对飞机/发动机一体化模型的影响.这对要求大攻角飞行的飞机来说将不能满足任务需求.因此,本文基于现有的飞机/发动机性能一体化约束分析模型,考虑攻角对发动机的影响,建立了考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型,以满足大攻角飞行的要求.通过与不考虑攻角的约束分析结果对比,结果表明考虑攻角的飞机/发动机性能一体化约束模型更能满足飞机大攻角飞行任务的要求.

摘要： 本文对飞机噪声性能数据处理算法进行研究.飞机噪声和性能数据库(ANP)包括了基准的噪声—功率—距离(NPD)关系,它定义了在特定的基准大气条件和飞行姿态下,飞机以基准速度平稳直线飞行地面接收到的噪声级.本文研究了NPD数据进行插值,计算飞机单事件噪声的算法.最后利用五点二次局部平滑法对飞机噪声等值线图进行曲线平滑处理.

摘要： 本发明涉及一种检测飞机部件的性能进入衰退期的方法，包括：获取反映所述飞机部件运行状态的一个或多个检测参数；将所述一个或多个检测参数的数据与相应的预定值比较；以及基于所述比较的结果，评估飞机部件性能是否进入衰退期。

摘要： 本申请提供了飞机表面罩和改善飞机结构的空气动力性能的方法。飞机表面罩包括配置成能移除地固定至飞机结构的罩构件。罩构件包括具有微纹理化表面的外表面，该微纹理化表面包括配置成改善飞机结构的空气动力学性能的微纹理化肋。

摘要： 本发明实施例公开了一种飞机刹车系统的性能预测方法和飞机刹车系统，性能预测方法包括：采用极限学习机和灰色预测两种预测方法，结合飞机刹车系统性能表征参数分别建模两个单项预测模型，并得到两个单项预测模型各自的刹车压力拟合序列与向后预测序列，针对该两种单项预测模型预测精度不高的问题，采用皮尔森相关系数方法确定权重，即得到组合预测模型的权重值，并采用上述权重值对两个单项预测模型的向后预测序列进行加权求和，最终得到高精度高的飞机刹车系统的组合预测模型。本发明实施例解决了采用现有方式对飞机刹车系统进行性能趋势预测时，预测的准确性和预测速度难以达到高性能要求的问题。

摘要： 本发明提供一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，包括：建立角速度运动方程，并推导运动方程的增量形式；以操纵面为控制输入，根据飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵；通过差分方式获得前一时刻的角加速度信号；设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换；设计角速度的虚拟控制量；根据角速度增量方程、角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及虚拟控制量来设计增量非线性容错控制律，实现损伤飞机的容错飞行控制。本方法能够有效提高飞行控制系统的鲁棒性，解决了机翼损伤飞机的容错控制问题。此外，本方法实现了损伤飞机瞬态性能和稳态性能的统一，并且保证损伤飞机的角速度动态响应在预期性能边界之内。

摘要： 本发明公开了一种基于飞机爬升性能的极限告警曲线计算方法，该方法先生成飞机运动轨迹模型；通过估计飞行意图预测飞机未来飞行轨迹，用碰撞检测模型判断飞机未来飞行轨迹是否与地形相交；计算地形倾斜角，将飞机拉起轨迹与地形的最小间距是否大于最小安全距离作为寻找极限告警点的判断条件，计算极限告警曲线；最后对极限告警曲线进行优化，得到最佳告警曲线。该方法可使飞行员依据极限告警曲线在低空执行作战任务时能安全飞行且在安全飞行的最后时刻拉起避障。

摘要： 本申请涉及作战飞机隐身设计领域，一种作战飞机整机性能及隐身综合匹配优化设计方法，通过先计算出飞机整机空中典型隐身状态工作点所需的发动机最小推力和对应的整机性能参数，在该点周围选取多个状态点并计算出相应的整机性能参数，而后筛选出满足复合空中典型隐身状态点下基本隐身要求的状态点，而后再通过计算满足要求的状态点下的各个发动机红外辐射信号，找到各状态点下对应的发动机红外辐射信号的最低值，在该状态点下进行隐身设计，能够充分发挥出后向隐身部件的隐身性能，减少后向隐身部件生产制造过程中因偏离设计状态而引起隐身性能指标不满足要求的情况。

摘要： 本发明提供一种用于适航验证的水陆两栖飞机水上起降性能建模方法，属于飞机设计领域，该方法建立水上起飞性能模型；建立着水性能模型；建立水上加速—停止起飞性能模型；并结合实机水上起降性能飞行试验数据对各性能模型进行数据相关性检查。本发明根据水陆两栖飞机水上起降运动特点和操纵特点，对飞机水上起降过程进行合理简化，提供一种简单有效的水上起降性能建模方法，可以有效减少那些严格合理而又十分繁琐的计算修正，并能满足工程应用和适航验证要求。能够更好为水上性能适航验证提供参考。

摘要： 本申请属于仿真设计领域，具体涉及一种飞机降落拦阻全过程性能联合仿真方法。所述方法包括步骤S1、初始化飞机速度、位置、姿态、气动力及发动机推力，获得初始化飞行参数；步骤S2、基于三维飞机着舰钩索模型对初始化飞行参数进行三维动力学仿真，获得动力学仿真结果；步骤S3、提取起落架、拦阻钩设定节点的载荷以及飞机重心节点对应的速度、姿态参数；步骤S4、基于提取的参数，通过气动数据库和着舰状态发动机使用配平曲线，更新气动载荷和发动机载荷；步骤S5、将更新后的气动载荷和发动机载荷写入计算文件；步骤S6、重新构建计算模型；步骤S7、返回步骤S2，进行迭代计算。本申请通过数据交互实现了飞机降落拦阻全过程联合仿真。

摘要： 本实用新型涉及飞机挂弹架测试设备技术领域，具体为一种可剪裁式飞机挂弹架电气性能外场测试设备，包括上翻式机箱、设置在上翻式机箱内的固定模块及可剪裁式模块，固定模块包括用于供电的电源转换模块、屏幕、工控机、鼠标键盘，可剪裁式模块包括程控万用表板卡、程控示波器板卡、程控模拟量采集卡、程控继电器板卡，上翻式机箱的后面板上设有与程控万用表板卡对应的万用表板卡插槽、与程控示波器板卡对应的示波器板卡插槽、与程控模拟量采集卡对应的模拟量采集卡插槽、与程控继电器板卡对应的继电器板卡插槽。使得设备批量生产时只需生产设备的主架构，继电器板卡和常用测试板卡按需配备即可，避免造成硬件资源的浪费，利于硬件资源的重复利用。

摘要： 本发明涉及一种基于客户化报文的飞机性能检测方法，包括：采集反映飞机运行状态的数据；基于采集的所述数据，产生客户化报文，其中所述客户化报文经定制以包括与飞机运行状态有关的一个或多个主参数；将所述客户化报文存储或转发；以及基于所述客户化报文，检测所述飞机的性能。