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中国航空学会总体专业分会飞机发展与设计第十次学术交流会

中国航空学会总体专业分会飞机发展与设计第十次学术交流会

  • 召开年：2015
  • 召开地：珠海
  • 出版时间： 2015-12

主办单位：中国航空学会

会议文集：中国航空学会总体专业分会飞机发展与设计第十次学术交流会论文集

会议论文

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  • 摘要：立体环境动画仿真技术的高速发展推动各行业的实景设计技术的快速进步,飞机的全三维设计技术也正在快速发展,飞机线束敷设全三维设计在某歼击机型号上首次应用,取消了传统的二维设计图纸,为后续型号打下基础.本文对首次在某型号歼击机上采用的线束敷设全三维设计流程作一总结,形成规范化设计流程,为其他飞机提供借鉴.rn 我所的歼击机线束敷设设计分散在各专业室，为了协调设计的方便，每个型号都组织线束敷设IPT临时工作组，集中工作，完成协调、建模、检查、细化、标注、审签和发放全套设计流程。协调工作分为以下3个阶段：全机通路规划协调阶段；线束交联关系及走向协调阶段；结构开孔协调阶段。
  • 摘要：本文介绍了通用飞机研制中可行性论证阶段空机重量估算的思路，论述了该思路中样本的选取一般要求，按照该思路提供了一种基于最小二乘法构建的空机重量估算函数求解方法，并在某型通用飞机研制中进行实例估算，经过误差分析，表明该估算公式的计算误差在可接受的范围内。同时，将其结果与经验公式的估算结果进行对比分析，也表明该估算函数式的估算结果是可信的。
  • 摘要：本文首先对某小型无人机爪式起落架进行受载分析,获得着陆时起落架载荷,然后利用优化软件对该起落架结构进行优化设计,并对其进行动力学仿真计算,获得起落架在着陆过程中的动力学特性.将仿真计算结果引入优化分析过程进行迭代,最终获取较优的结构形式.本文提出的设计方法还可以用于其他小型无人机固定式起落架的结构设计.
  • 摘要：民用飞机的设计与制造是一项宏大的系统工程,涉及到多个专业之间的信息流动.为使信息传递准确及时,技术状态清晰可控,要对民用飞机进行构型管理.批产的单架次飞机是否满足最初的设计目标和要求,需要通过能代表客户需求的单机构型进行定义.单机构型贯穿于单机的整个生命周期，并在整个生命周期内不断更新，主要有单机设计构型、单机制造构型和单机运营构型三种。本文给出了单机三种主要构型的定义和包含内容，为飞机构型管理提供了目标和方向，为定义型号构型奠定了基础，同时也是保证飞机安全飞行的重要支持。上述的三种单机构型相互影响，相互作用，相辅相成。但单机构型的具体表达形式还依赖于飞机产品结构和构型控制，单机构型需要工程、制造、试飞和客服协同完成。同时，单机构型的定义资料由不同专业的设计人员日常积累而成，所以需要借助产品数据管理平台（PDM）实现跨领域信息的保存、传递、提取和汇总，才能高效率的完成。
  • 摘要：军用飞机配套成品数量多，种类多，配套供应商多，状态变化频繁，成品技术状态管理至关重要。通过供应商技术状态的规范化管理，才能确保供应商在成品全寿命周期内对成品技术状态提供持续的控制，从而确保总体单位对全机研制过程和技术状态进行有效控制。本文通过对供应商技术状态管理国内外现状的分析，借鉴民机供应商构型管理的先进理念和管理技术，针对军机研制过程中成品研制、供应、管理特点，对军机成品供应商技术状态管理方案进行初步研究，为型号研制中实施供应商技术状态管理提供参考。
  • 摘要：飞机重心与操稳特性、飞行品质、飞行经济性和安全性相关.在本文中主要从操稳特性和飞行品质要求出发,提出满足纵向静稳定性、纵向操纵性、纵向飞行品质要求的飞机纵向重心确定方法,在常规布局飞机的方案初步设计阶段具有很好的实用性.
  • 摘要：舵面是飞机实现操纵控制的主要手段,准确预测舵面气动特性和其铰链力矩特性有助于提高和改进飞机操纵控制系统,是飞机舵面及整个操纵系统设计的重要依据.影响CFD数值模拟精度的因素有网格尺度、湍流模型、离散格式等,本文主要研究湍流模型和离散格式对铰链力矩数值计算精度的影响,针对不同湍流模型和离散格式,定量分析了其对求解过程的稳定性、求解速度和求解精度的影响,总结了其优劣.作为某机高可信度数值计算应用研究专题的一项基础性工作,可为后续改型或其他亚音速机型的舵面铰链力矩预测提供参考.
  • 摘要：本文从统计规律和理论分析出发，提出了通航飞机机翼平面形状设计和扭转角设计的基本思想，并可利用CFD手段对其进行了检验，计算分析结果表明，机翼平面形状和扭转角的基本设计思想大方向是正确的，但是具体参数的设计和选取需要根据实际情形进行一定的微调以便获取最佳的设计。
  • 摘要：临近空间飞行器是传统航空器向更高,更快发展的重要方向之一.文中以综述的形式,从动力、平台、技术等方面对升力体布局的临近空间高速飞行器进行了归纳与介绍.涉及飞机发动机基本的工作原理,国外成功的方案设计与飞行试验实例及临近空间飞行器研制的部分关键技术.目的从总体上对临近空间飞行器进行概略的描述,同时,对人类临近空间飞行研究的历史与发展现状进行简要归纳,并对未来临近空间飞行器发展与应用前景进行了展望.
  • 摘要：介绍了高超声速飞行器的任务需求,提出了热管理系统一体化设计方案,系统由蒸发循环冷却分系统、强迫通风冷却分系统、液体回路冷却分系统、高温催化裂解冷却分系统组成。蒸发循环冷却分系统用于座舱空调的冷却；强迫通风冷却分系统用于电子设备1的冷却；液体回路冷却分系统用于电子设备2、液压系统、第二动力系统及飞控系统的冷却；高温催化裂解冷却分系统用于吸收从热防护系统传入的热载荷。整个系统以碳氢燃料为纽带，将各个分系统连接起来，以实现高超声速飞行器的热管理。在此基础上搭建了系统静态仿真计算平台,并对系统进行了初步计算,计算结果表明:系统各状态点匹配合理,为系统设计提供依据.最后提出了高超声速飞行器热管理技术下一步研究建议.
  • 摘要：飞机结冰严重威胁着飞机的飞行安全,不同结冰条件下飞机结冰情况也不相同.飞机结冰探测系统对飞机飞行安全具有重要的意义.在文中介绍了结冰探测系统功能,阐述了几种常用结冰探测技术原理,从适航方面介绍了对SLD结冰探测器研究的前沿技术及重大意义.另外分析了结冰探测系统设计时应考虑的环境条件、功能要求以及安装位置等,并以ATR72飞机为例,说明了飞机结冰探测系统设计的特点.
  • 摘要：针对公务机竞争性研究的需求,本文基于层次分析法建立了评估分析模型。在公务机研发的早期阶段,结合层次分析法的定性和定量分析原理,对公务机竞争因素进行了层次分解,建立判断矩阵及相应元素的权重,得到了对比机型的综合指数,以此判断各机型在公务机市场中的竞争性强弱。并用一个实例验证了这种方法的可行性。
  • 摘要：可接受安全性水平,是军民机适航工作依据的主要指标和输入,是一个综合性指标,其制订、实施、评价方法都是呈现在军方和军事航空装备研制方面前的新课题,伴随的是军机适航准则的制订.从使用特点和使用安全性角度,分析描述可接受安全性水平,是认识适航重要性的需要.
  • 摘要：本文介绍了美国三次抵消战略的历史,以及第三次抵消战略提出的背景、目标以及具体实施途径,分析了美国围绕抵消战略优先发展的高超声速飞行器、定向能武器和自主智能化等一系列改变作战规则的颠覆性关键技术演示验证计划.鉴于美国基于抵消战略开发的新一代武器装备体现出的尖锐的进攻性，而现有常规领域几乎不存在能够有效防御的手段，可以认为武器装备体系攻守平衡的天平再次向进攻一方倾斜，未来依然是需要通过构建对等攻击能力以实现威慑平衡的时代。为应对美第三次抵消战略，我国应积极做好顶层规划，开发创新的作战概念，牵引新型装备发展和关键技术预研。武器装备性能的提升或更新换代依靠的是革命性的技术作为支撑，而革命性技术发展不是一朝一夕，不能急于求成，需要长期持久积累，是一个有量变到质变的过程，因此那些提升装备性能的跨带技术应尽早明确目标并加大力度开展研究，适时开展演示验证，促进技术成熟度提升，提前作好技术储备，为后续应用于型号打好基础。
  • 摘要：本文针对基于模型的系统工程方法在无人机系统总体设计过程中的应用进行了探索研究,首先分析了复杂无人机系统总体设计的特点,结合国内外现状,提出了无人机系统总体设计的发展思路,深入分析了基于模型的无人机系统设计与仿真一体化设计的概念,并结合工程实际,开展了无人机系统典型功能的基于模型系统方法的总体设计,进一步探索该方法在无人机系统总体设计过程中的可行性,并形成了该方法在总体设计过程中的基本流程。该方法以需求模型、架构模型、用例模型、仿真模型为核心和主线的系统设计与仿真验证，可以有力支持系统总体的综合设计，功能分配，实现系统快速迭代开发，对推动技术进步、有效提升我国新研航空武器装备研发的质量、效率和水平。
  • 摘要：从二战时起,水陆两栖飞机被认为是海上搜救的最有效手段.本文从水陆两栖飞机的海上搜救历史及其发展历程,阐述其在海上搜救中的作用,并对其在现代海上搜救中的地位进行分析,提出了搜救的协同作用、远海搜救作用和构筑立体搜救体系的作用.海上事故的发生具有很大的随机性和多样性，根据海难发生时的海况、区域、和天气状态，水陆两栖飞机通常采用三种海上搜救模式:空投救援、着水救援和协同救援。我国海上搜救的专业力量主要是执法船、海上救助局的专业救助船舶和专业救助飞机两大部分组有专业救助船81艘，救助直升机20架，主要机型为直升机S-76，EC225，目前只能实现近海救借助平台可实现远海救助，夜间救助难度较大。rn 我国近海救助发展完善，运行良好，水陆两栖飞机定位在执行远海搜索和监视任务，可实现(a)昼夜间目视和电子搜索；(b)定向及失事信标导引；(c)昼夜间向遇险人员输送应急物资，包括无线电、卫星电话、电子浮标、救生筏、救生包等；(d)发生污染和其他突发事件时的现场协调和通信中继。在海上搜救的战术上采用远海搜索，直接救助模式，第二种模式为协同搜救，发挥速度和航程优势，对事故海域采用红外、雷达、无线电等手段实施搜索定位，并迅速将信息传送基地，借助船舶的海况适应性强的优势，引导船舶实施救助；第三种为立体救助模式，发挥水陆两栖飞机、直升机、船舶各自优势，提高搜救能力。开展水陆两栖飞机的海上救援模式的深层研究，借助现有的搜救经验，结合水陆两栖飞机历史文献，制定水陆两栖飞机多模式下的战术要求，为未来使用提纲参考数据和方法，为搜救飞行培训、搜救人员培训提供支持。水陆两栖飞机购置、运营和维护成本远高于直升机，建议根据水陆两栖飞机投入运营的初期、中期和成熟等不同阶段，采用相应的购置和运营模式，打破现有政府拥有政府运营的直升机模式，政府出台政策，鼓励社会力量参与救助服务，调动社会力量参与教援体系建设的积极性，也利于发展水陆两栖飞机的使用体系，不但满足了政府需求，还推动了国内通航产业的发展。
  • 摘要：飞行汽车兼顾汽车、飞机两种当代最重要的两种交通工具的功能,未来必将改变人类的交通方式,成为生活中必不可缺的交通工具.本文在分析飞行汽车市场需求与定位的基础上,进行了总体方案设计.将跑车与蜻蜓的概念融合,形成仿生型气动布局设计方案,通过CFD仿真计算,获得了飞行汽车的气动特性.结果表明,飞行汽车具有良好的空中飞行性能,具有市场应用前景.
  • 摘要：提出了一种基于DELMIA的水平测量装配容差分析技术,介绍了面向装配的容差分析系统的原理、功能和结构,并列出了该系统的关键技术,对于飞机水平测量公差设计具有一定借鉴意义.
  • 摘要：本文主要研究了多学科设计优化技术在飞机总体设计中的关键技术研究.首先介绍了多学科设计优化技术的概念、主要思想及优点.重点研究了多学科设计优化技术的关键技术建模方法、近似方法、设计空间搜索技术、多学科设计优化方法、耦合关系和集成环境,并将此技术应用在飞机增升装置设计中.最后总结了多学科设计优化技术对我国飞机研制的意义.
  • 摘要：本文叙述了国内外航空导线的发展及使用情况,分析了航空铝导线的使用范围、性能替代问题及减重效果,提出了航空铝导线应用于飞机减重需要注意的问题.与其它减重方法相比，材料的更换无疑是减重中最为便捷的方法，易于实现，对飞机的其它方面影响最小；导线更换会带来明显的重量收益，但全寿命成本会有上升，这个要综合权衡；导线更换不是简单的更换，会有载流分析、温升影响、机械强度、腐蚀分析、接插件更换等问题，需要进行专门的研究。
  • 摘要：一直到最近,有关海军舰载机的着舰进近要求都没有在设计规范中加以描述,结果是在许多情况下优化得到的进近速度都小于期望值.本文讨论用于确定最小进近速度的试验和技术.过去最小和/或最优的进近速度是定性确定的,无法为量化评估期望和非期望的特性提供基础.接着,对确定最小进近速度的六个主要方面加以讨论:纵向加速度、失速速度、座舱前视界、地面间隙要求、稳定和控制要求以及下滑道修正能力.针对上述六个方面的要求,对现有的飞机进行了评估和讨论.全部新研和在飞的舰载机在确定最小进近速度过程中都必须遵守上述六项要求.为确保所确定的数值是有效的,还需要进行附加的试验.
  • 摘要：公务机的研制,在国内还在起步阶段.有必要对公务机驾驶舱进行人为因素的分析与设计.本文介绍公务机驾驶舱一个优化布局方案及方案的设计与分析过程.在方案采用了T形显示器布局,左右操纵台倾斜台面设计,优化了驾驶舱布局.布局方案设计过程使用了CATIA三位设计软件建立公务机驾驶舱仪表板与遮光罩、操纵台与顶部控制板的三维数学模型,并在设计过程中进行人为因素分析.
  • 摘要：采用数值计算和风洞实验方法对某飞机机头下鼓包天线罩的气动特性进行了研究,并提出了一种改进的整流修型方案.某飞机机头下加装的鼓包天线罩使飞机阻力系数增加达0.0006,通过CFD流场分析表明绕天线罩存在“U”形的空间涡流,在背风面也有分离涡,产生了较大的干扰及压差阻力.优化整流修型方案将天线罩加长、加宽并将控制剖面轮廓线与飞机机身的的夹角缩小到30°以下,计算分析表明消除了“U”形的空间涡流,天线罩背风面的分离也得到改善,在小升力系数时减阻不明显,在较大升力系数条件下减阻效果增强,当升力系数大于1时减阻量达到0.0001.本文研究结果可为飞机加装鼓包天线罩的总体气动一体化设计分析提供参考.
  • 摘要：飞机质量分布是飞机质量特性的重要组成部分,是飞机设计多个领域的原始参数和计算依据,质量分布数据的准确性和可靠性对整个飞机的设计有很大的影响,随着飞机设计数字化手段的广泛应用,质量分布分析的精度与效率要求越来越高.本文对某型飞机的垂尾质量分布计算方法进行了探讨研究,重点针对其中的块件计算方法进行了研究和改进.本文所述垂尾质量分布计算方法是一种基于质点法和模型法相结合的质量分布计算方法，该方法通过对全机构件的简化得到三类统计件，然后通过有限元的方法利用计算机程序自动计算飞机的质量分布数据。该方法避免了质点法需要大量人工离散化处理的过程，极大提高了质量分布计算的效率和精度。
  • 摘要：飞机结冰严重危及飞行安全,结冰防护系统是保证结冰气象条件下安全飞行的重要保障之一.本文探讨的热力机械复合式除冰技术由脉冲式电加热除冰和电磁排斥式除冰组成,脉冲加热组件安装在翼面结冰敏感区域，当脉冲电热融化一层薄冰后，冰层整体表面附着力降低，布置在电加热组件后面的电磁驱动线圈工作，积冰将被完全除去。在飞机结冰非敏感区域，仅布置电磁驱动线圈除冰。这两种除冰方式的有效结合，不仅满足了结冰敏感翼面高效除冰的要求，而且可以在翼面前缘大范围内安装除冰装置，扩大防护范围。结冰防护范围的增加，满足了过冷大水滴结冰条件下的防护需求，同时可以让飞机在一般结冰气象条件下长时间飞行，而不必要改变飞行轨迹，节省了飞行时间和燃油。
  • 摘要：基于模型开展飞机研制需求的分析定义与管理,并将需求用于对飞机设计活动的驱动,是基于模型的需求工程的主要内容,也是实现飞机创新研制的重要手段.本文分析了飞机研制中需求工程的特点,分析了飞机研制中需求的演变过程,讨论了好的需求工程应具备的特点,提出了基于模型的需求工程的模型组成框架.这是在飞机研制中推进基于模型的需求工程的技术基础.rn 在飞机研制中推进基于模型的需求工程，将需求演变过程以模型为形式进行定义和控制，通过需求分析的模型化全面定义、需求管理的条目化精细化管控、需求对设计的模型化关联驱动，形成需求驱动的飞机研发机制，提升需求驱动的飞机创新研制能力，促进飞机研制由“仿制模式”向“自主创新模式”的转变。
  • 摘要：根据伙伴加油技术特点及舰载机特殊性,开展了具有针对性伙伴加油技术研究,全面深入研究伙伴加油安全性设计、气动相容性和加油对接操作程序等,给定合理设计及操作程序,能够提高飞机完成伙伴加油任务可靠度,大幅提高航母舰载机编队的生存力和作战效能.
  • 摘要：机身、短舱及挂架之间易产生干扰,设计不佳会影起阻力增加,局部出现激波甚至分离现象,降低气动效率.短舱与机身之间实际形成了一个收缩——扩张通道,气流通过该通道易产生加速而引起分离.该通道由短舱及机身后体两侧轮廓线控制,而一般在发动机选定后,短舱轮廓基本确定,因此,主要通过优化机身后体轮廓来减小短舱、挂架及后体之间的干扰;同时,由于尾吊短舱一般处于尾翼附件,导致该位置受力复杂.因此,对飞机后体——短舱气动优化设计的同时,应兼顾考虑结构传力问题,对其进行一体化设计研究.研究表明，竖直方向控制线采用直线方案飞机气动特性较优；航向控制线采用双曲度控制线方案气动特性较优，但对结构强度／工艺性影响较明显；航向控制线采用直线方案气动特性略差于采用双曲度控制线的方案，但对结构强度／工艺性影响略小，且可通过优化该直线达到与采用双曲度控制线的方案气动特性相当。
  • 摘要：本文系统研究了冲击位置和冲击能量对复合材料加筋壁板损伤特性的影响.通过使用连续壳-常规壳耦合的方法建立有限元分析模型,这种模型能够提高计算效率,同时保证计算结果的精度.采用粘结层来模拟面板与筋条间的界面,由粘结层的损伤情况来判断面板与筋条间的脱粘情况.分析了在不同冲击速度作用下,粘结层的损伤情况.根据数值计算的结果,对比了五个不同冲击位置的结构动力响应与损伤情况,发现当冲击点为筋条边缘时,面板与筋条间的脱粘情况最为严重.
  • 摘要：本文介绍了大型水陆两栖飞机的发展现状与技术特点,结合目前大型水陆两栖飞机的基本性能和使用情况,对影响大型水陆两栖飞机性能的主要关键技术进行了总结分析.rn 大型水陆两栖飞机通常可以执行森林灭火、海上救援、海洋环境监测与保护、海洋资源探测等多种不同的任务。对于不同的任务，飞机平台的系统设备配置、使用模式、任务剖面存在很大的差异。国内目前对于大型水陆两栖飞机的具体使用模式仍然是一片空白，因此需要针对飞机可以执行的任务进行深入细致的研究；同时对不同的任务进行机载任务设备的模块化开发与配置，并开展不同任务的使用效能评估方法研究。rn 水面起降性能的高低很大程度上取决于飞机抗浪能力的高低，其会直接影响大型水陆两栖飞机的使用效能；而船体设计的好坏会直接影响到水陆两栖飞机的抗浪能力。因此需要开展高抗浪船体优化设计研究：重点针对高抗浪性船体线形优化设计，进行减阻及喷溅抑制设计；加强抗浪能力预报与相关试验研究，从而为水陆两栖飞机高性能船体设计奠定基础。rn 大型水陆两栖飞机的主起落装置通常布置在翼下或机身左右两侧，向后侧翻收于机身两侧的主起整流罩内，收放运动过程为复合运动，收放机构复杂。水陆两栖飞机的机身通常窄而高，为了尽量避免破坏机身下部船体外形以保证飞机的水面滑行稳定性，飞机起落架与机身的连接位置往往要求尽可能远离船体外形，这就造成了起落架支柱较高。而起落架支柱过高，轮距过窄，直接导致飞机的防侧翻角通常难以满足设计要求。为了更好的设计出合适的水阽两栖飞机起落架，日本曾专门制作样机用于地面起降滑行稳定性试验。rn 根据水陆两栖飞机与陆基飞机使用环境及布置要求上的区别，需要重点研究陆上起降滑行稳定性要求，开展起落架收放机构优化设计，进行起落架与机体结构连接的优化设计，同时开展起落架整流罩水动力外形优化设计。rn 海洋环境下经常会出现较为恶劣的天气，此时船只往往容易发生险情。对于执行海上搜救任务的大型水陆两栖飞机来说，降低起降速度能够有效提高飞机的海上起降能力。附面层技术的采用，可以大大提高飞机的可用升力系数，从而大幅降低飞机的起降速度。通过开展全机附面层控制系统总体方案设计及优化研究、附面层控制系统吹气功率及吹气流量等参数的优化设计、附面层控制系统供气系统的设计与控制、附面层控制系统气动设计与分析等研究，从而可以实现大型水陆两栖飞机的附面层工程应用。
  • 摘要：航空物探作为近年来国内逐步兴起的地质探测手段已经越来越受到相关部门的重视,发展直升机航空物探技术,是航空物探体系中的重要一环,其可以为重点区域大比例探测提供有效的手段.通过对现阶段国内直升机航空物探的讨论,分析现阶段直升机航空物探的优缺点,为未来直升机物探的发展提供借鉴思路,以便为加快我国内陆地区地质探测工作提供参考.rn 根据现阶段和未来航空物探系统的需求，综合考虑现阶段国产直升机的状况，AC312直升机作为现阶段和未来航空物探直升机具有很大的优势。结合AC312直升机的特点，可以通过外吊挂装置挂装航磁探测系统，以保证系统受到的干扰尽量少，保证探测数据的准确性。采取该加装方式，需要对挂装的设备进行气动外形设计，在满足探测要求的同时，满足气动力要求，保证直升机飞行过程中设备的稳定性。rn 对于需要安装操作台的系统，可以设计符合AC312直升机座舱尺寸的工作台，工作台安装航空测试设备和显示记录仪器，并安装有相应系统的操作设备，供操作人员进行航空作业操作。rn AC312型直升机取证状态巡航时长期用电量为170安培左右，其单发长期供电能力为160安培，双发并联长期供电能力为288安培，剩余电量为118安培左右。rn 根据航空物探设备对用电量的需求，可以采用机上原有电源系统供电。为配合未来航空物探设备对地下深埋矿藏的探测要求，需要增加用电量，可以在AC312直升机上增加交流发电机和变压整流器，交流发电机额定输出为10千伏安三相交流电，通过变压整流器可以将三相交流电转换为28伏直流电源，以满足航空物探设备的用电需求。
  • 摘要：技术状态管理是随着型号研制的发展而形成的一种工程管理方法,是确保型号研制过程受控的重要手段.技术状态管理是将技术状态项目的功能特性和物理特性进行标识并形成文件,对这些文件的更改和实物产品的偏离和超差进行控制,对技术状态项目进行审核,对标识、控制、审核的情况进行记录和报告,并对这些工作进行技术和行政的指导、监督和管理的活动.本文首先对技术状态管理概念进行了介绍,由此引出客户单系统:一种在技术状态管理基础上延伸发展出的管理系统.客户单系统主要是面向用户，通过用户对选装系统的选择，快速生成单机构型，而其背后主要是基于技术状态管理采用的LCA系统，将其中存储的整机数据进行分类编号后，通过筛选从而形成单机构型清单。通过这套系统的应用，能够提高产品研制与生产的效率，降低人工错误的概率，同时也是在技术状态管理使用中的进步。
  • 摘要：通过对大型飞机飞行时机翼变形参数的研究,结合试验要求提出模拟梁结构设计,采用展向和弦向多点约束支撑技术将模拟梁约束在一个平面内运动,并运用同步协调控制技术完成机翼变形模拟的运动控制.从而在试验台上实现模拟机翼空中变形状态.
  • 摘要：结构在静态载荷下的裂纹起裂或在韧性材料中裂纹低速(准静态)扩展问题,作为静态断裂理论和技术已经获得了比较深入系统的研究和广泛的工程应用.然而对于结构的动态断裂问题,各方面研究还显得很不成熟.本文尝试对飞机薄壁结构动态断裂——裂纹快速扩展问题进行数值仿真研究.在对当前损伤容限分析技术简要介绍后,针对飞机服役中常存在的结构受动载作用发生起裂以及薄壁结构受静载作用裂纹快速(动态)扩展问题进行了理论和仿真技术探讨,运用商业有限元软件对裂纹动态扩展过程中的关键参量——动态应力强度因子(注:一个与静态断裂的应力强度因子相对应的动态断裂概念)进行了数值求解,最后给出了飞机典型薄壁结构裂纹动态扩展仿真分析结果和应用前景展望.
  • 摘要：本文借鉴系统工程等先进理念和管理技术,结合用户和相关标准规定等对技术状态管理的要求,针对生命周期各阶段特点,对如何构建清晰、安全、完整、有效的装机成品技术状态管理数据库,提出应关注的关键技术及应解决的相关问题.规范、科学的控制流程和与其配套数据库的成功构建，将详实记录系统、产品在设计、试验、生产、使用等生命周期阶段中，飞机、系统、分系统、产品的构型数据和文件，是项目型号研制工作大数据的真实记录，是主机所工作经验教训宝贵财富的积累，相信数据库能为所内与产品相关30余个科室带来可靠技术支撑的同时，也能大大提高工作效率，使相关设计工作进入高效率、高能量的增值状态。
  • 摘要：倾转旋翼飞机结合了固定翼飞机和直升机的优点,从上世界中叶开始,美国等国就一直致力于倾转旋翼技术的发展.本文介绍了倾转旋翼技术发展的历程,特别介绍了第三代倾转旋翼飞机V-280的发展和创新设计情况,为我国的倾转旋翼技术发展提供参考.rn 倾转旋翼飞机结合了直升机和固定翼飞机的优点，因此其性能突出，应用范围非常广，特别适合执行兵员／装备突击运输、战斗搜索和救援、特种作战、后勤支援、医疗后撤、反潜等方面的任务。除此之外，在民用运输方面，也有很大的应用前景。在过去的近70年里面，美国一直推动倾转旋翼技术的发展，已经将倾转旋翼技术发展到第三代，而我国的研究工作，还处于跟踪起步阶段，考虑到倾转旋翼技术未来的发展前景，我国宜加强在此方面的投入力度，利用后发优势，及早开展倾转旋翼技术的研究和验证工作，为型号的研制奠定坚实的技术基础。
  • 摘要：为研究迎角、襟翼偏度和螺旋桨滑流对平尾表面脉动压力的影响,以低平尾布局、桨叶左旋的某飞机为例,进行了平尾表面脉动压力风洞试验.测量了平尾表面上共24个点的脉动压力,计算了脉动压力系数及其均方根值.采用韦尔奇(Welch)方法估计了脉动压力的功率谱密度函数.试验结果表明:迎角越大,平尾表面脉动压力系数均方根值越大;襟翼偏度越大,脉动压力系数均方根值越大;螺旋桨拉力系数越大,脉动压力系数均方根值越大;平尾表面脉动压力系数PSD估计函数呈现出窄带频谱的特点,且能量主要集中在200Hz以下.
  • 摘要：本文介绍了确定高空长航时无人机重量回归系数的方法,采用该方法估算了某型无人机的重量回归系数以及全机的正常起飞重量和空机重量,并讨论了计算需要注意的问题.
  • 摘要：本文介绍了国内外飞机二元喷管研制情况,分析了高隐身飞机开展二元喷管研制必要性及所获得的收益.并详细讲述了开展二元喷管设计的方法，包括设计论证、方案论证、试验验证、工程研制等内容。最后还介绍了二元喷管研制过程主要关键技术，如二元喷管与发动机匹配设计技术、二元喷管外型膨胀面设计技术、发动机雷达红外兼容中心锥设计技术、二元喷管的高效冷却技术和耐高温轻质材料二元喷管设计制造技术。
  • 摘要：针对一批军用航空货物,为了实现以最少的架次以及合理的装载布局对该批航空货物的运输,这里提出一种航空货物装载布局规划方法.通过对军用航空货物的特殊性和飞机货舱装载约束条件的分析,建立航空货物装载布局规划流程,编写航空货物装载布局规划算法,利用VC++软件实现合理装载布局的快速输出显示界面.为军用航空运输中货物装载快速规划提供了帮助.
  • 摘要：美国下一代轰炸机(LRS-B)是美国空军近年来大力发展的战略机型,该机将成为未来美空军远程纵深打击的主力机型.本文分析了美国亟需发展LRS-B的原因,梳理了该机发展论证的主要历程,并结合美军未来作战需求,进一步研究了LRS-B主要指标取值选取.LRS-B作为美国二战结束以来，第一种以常规作战为主进行设计的轰炸机，在项目论证和设计之初，就必然要考虑新形势下应对多样化作战对手的需要，同时在美国大力削减国防预算的背景下，充分利用日益成熟的飞翼布局、大推力低油耗涡扇发动机和隐身技术，并对关键指标进行合理选择，最终实现“限成本设计”，也是美军的必然选择。
  • 摘要：本文描述了我国目前初级教练机使用状况,对国外初级/基础教练机性能及发展趋势分析,提出了发展新型初级/基础教练机的APT方案.对APT方案气动布局、总体布置进行论述和设想,规划了新型初级/基础教练机的创新性设计和发展思路.在APT基础上提出了改型设计的构想,介绍了攻击机、舰载教练机、无人机、多用途轻型飞机四种改型的可行性方案,描绘了APT的一机五型发展前景.
  • 摘要：对现有飞机爬升性能计算方法进行总结分析,在爬升动力学方程等价变形基础上,构造数值积分迭代方程,在给定变量区间内确定有根情况下,利用拟牛顿法对方程进行求解.此种计算方法兼顾其它方法优势,避免其它方法不能提前判断是否收敛的缺点.通过与试飞结果和龙格-库塔积分法计算结果对比,表明改进的数值积分方法准确可信,可作为飞机爬升性能计算的一种通用方法.
  • 摘要：基于状态转移概念的作战效能评估方法,开展飞机总体设计前期的需求论证与分析工作.本文提出了状态转移的概念,进行战斗机不同作战过程的损失架次的计算分析,在此基础上得到双方交战的获胜概率.其中杀伤链周期期望(T)e与其相应的指数分布参数k为倒数关系,基于该理论算出双机的典型超视距作战过程中的杀伤链,通过作战仿真计算,得出杀伤链时间比(T).
  • 摘要：美国空军研究实验室提出了传感器飞机的概念,美国工业界积极响应,分别设计了不同布局形式的概念方案.本文通过对比洛·马公司的传统布局方案、诺·格公司的飞翼布局方案和波音公司的联接翼布局方案,认为菱形翼布局从结构特性、气动特性、隐身特性以及布置特性来讲,是最适合传感器飞机的布局形式.
  • 摘要：本文介绍了飞机外形设计中常用的曲线设计方法——二次曲线,并根据二次曲线的定义,推导出二次曲线G3连续的条件和公式,最后利用Visual Basic编程语言通过CATIA二次开发在CATIA中实现二次曲线的G3连续,并应用到实际飞机外形设计中.
  • 摘要：发动机短舱是飞机总体布置的关键区域之一,本文描述了涡桨飞机发动机短舱总体布置方法及布置过程中可能遇到的问题,并介绍了相关适航条款的要求,为涡桨飞机发动机短舱的总体布置提供了参考和依据.提出短舱的布置应尽可能保证对称，以保证左右短舱的互换性，降低生产成本、航空公司运营成本；系统管线布置时，原则上先粗后细，先硬后软，从上到下依次为：一般气体、水／废水、易燃及腐蚀性液体；电气线束应布置在液体管路上方，如无法满足，则必须采取措施保证其安全性；系统间的间隙需保证其在使用过程中能正常工作。部件的检查、维护、维修、拆装等不应引起其它部件的拆装。
  • 摘要：针对波音787飞机全电系统,对其关键部件及其系统设计特点进行了分析,并在波音787飞机全电刹车系统构架基础上提出一种新型全电刹车系统构架,所提出的全电刹车系统较787飞机相比,系统冗余度更高.波音787飞机主要由刹车控制器、刹车作动控制器、电源控制单元、机电作动器、起落架远程数据中心、胎温胎压系统等组成。在这个刹车系统结构中，有两个刹车控制器(BCU)，左刹车控制器和右刹车控制器。在正常情况下，每个刹车控制器分别完成一个起落架的刹车任务，两个BCU之间通过总线(CDN)进行数据交换。然而在每个刹车控制器中又分为内外两个通道，内通道负责内侧两个机轮的刹车任务，外通道负责外侧两个机轮的刹车任务，内外通道的两个刹车器通过总线进行信息互通。若某个起落架的某个通道出现故障时，则可由另一个通道承担起这个起落架的刹车任务。
  • 摘要：本文介绍了中国民用航空规章对大型民用飞机襟翼控制系统(手柄、作动器和传动系统)设计的要求,归纳了目前国内外飞机对手柄防误操作、襟翼卡阻保护和襟翼不对称保护所采取的措施,为民用飞机襟翼控制系统方案阶段的选择提供参考.
  • 摘要：本文根据以往型号的研制经验,结合新型号的研制发展历程,对研制过程中构型管理专业的实施重点进行了分析。构型管理的活动主要包括标识、控制、纪实、审核四个方面。文中全面的阐述了研制阶段构型管理四项活动实施过程中需注意的问题.主要对于构型标识活动进行了分析.提出了民机研制过程中构型管理实施的关键点.
  • 摘要：基于由AIAA举办的第二届高升力预测会议提供的高升力构型、实验数据和提供的计算条件,采用官网提供的网格从CFD数值计算影响因素中的网格、离散格式和湍流模型等方面进行了计算分析研究,并自行生成网格采用研究分析中得到的方法进行了计算对比分析,从分析结论可知采用该方法的计算结果可用于工程设计参考.
  • 摘要：突风颠倾是造成飞机高速飞行时超速的一个重要原因.而纵横向颠倾是突风颠倾的一种典型突风形式.本文,首先建立飞机动力学模型和纵横向突风颠倾模型;其次,编制相应的仿真程序,对某型民用运输类飞机的高速特性进行仿真;最后,通过仿真结果分析,得出纵横向突风颠倾对高速特性的影响规律.纵横向突风颠倾高速特性验证的临界状态为中高空、大重量、后重心，为飞机合理设计和优化试飞科目提供理论支持.
  • 摘要：根据适航条例CCAR-21-R3第21.35条和AC-21-AA-2008-213第7.2节规定,申请人“应当证明每次飞行试验时,均采取了足够措施,以便于试飞组成员能应急离机...”以及颁发特许飞行证时“检查供试飞组成员应急离机的出口...”,飞机在飞行试验时应设立应急离机系统.某型机依据上述适航条例,结合机型设计特点,建立满足要求的应急离机系统.根据某型机的设计特点、应急离机场景分析、适航符合性要求等综合分析，按照下列原则确定应急离机方案：为每名试飞机组均配备应急离机装备，并将后右舱门和空投舱门作为应急立即离机出口，舱门尺寸可保证最不利的试飞机组在背伞的情况下能以合理姿势跳出舱外；在应急离机通道设置应急离机扶手和应急离机照明系统，以便机组人员在可预期的飞机姿态和颠簸情况下能够利用这些装置沿通道安全到达应急离机出口；配置语音指示系统和指示灯系统，以确保正驾驶及时有效的通知每个机组成员完成离机；试飞机组根据预定的应急离机程序在规定的应急离机条件下完成应急离机。
  • 摘要：本文基于ARP4754A,在国外需求文件体系研制的基础上,结合民用飞机的设计研制特点,规划出飞机各研制层级的需求文件,并从需求管理角度规划了需求管理文件,总结出一套民用飞机需求文件体系.使需求从市场/项目级到设备/组件级的追溯性得到保障,使需求传递的有效性和正确性得到支持和保证.
  • 摘要：民用飞机应急撤离是飞机安全性的重要保障,本文系统地研究了国内外民用飞机应急撤离的相关理论和验证方法,对比分析了应急撤离试验验证、分析验证、仿真验证三种验证方法的特点,提出了应急撤离的验证方法和适航认证方法的发展方向,为应急撤离技术的发展提供了指导.
  • 摘要：本文介绍了某型22座民用商务飞机的复合材料蒙皮-长桁结构设计的流程及其方法,设计流程包括蒙皮-长桁结构的初步设计、详细设计和优化设计三个阶段.在初步设计中采用帽形长桁结构,在不同载荷工况作用下,明确了蒙皮和长桁尺寸指标.基于初步设计结论,在详细设计阶段中,设计了蒙皮-长桁结构的复材铺层,采用稳定性计算理论,得到了优化后的复材机身蒙皮-长桁结构.本文的研究的结果对于飞机的复合材料机身蒙皮-长桁结构设计工作具有一定的参考价值.
  • 摘要：从空中加油程序出发,分析空中加受油方案的内容,梳理影响空中加受油效率的因素,并对加油方式和航路规划两个重要因素进行了具体分析.选择合适的编队加油方式,规划最优的航路,将有助于提高空中加受油的成功率,保证空中加受油安全实施.
  • 摘要：本文从红外制导武器威胁出发,介绍机载红外对抗系统的发展,着重分析了两种典型的适用于运输类飞机的定向红外对抗系统及其工作原理.通过以“楔尾”预警机、C-17运输机等为例进行典型的装机分析,研究了定向红外对抗系统的装机方式.一架飞机安装定向红外系统受以下因素影响：(1)飞机使用环境；(2)飞机尺寸大小及其红外特征信号；(3)改装成本和难易程度。依据飞机使用环境，选择飞机飞机防护空域，然后根据飞机尺寸和改装成本决定告警系统和激光炮塔的数量和安装位置。从“楔尾”预警机、C-17运输机安装的定向红外干扰系统来看，告警器一般需要能够探测全空域来袭的导弹。对于大型固定翼飞机一般需要安装5～6个告警器才能满足要求。安装位置，一般为机身后体下部两侧各1个，机头下部两侧各1个，机身腹部1个，机身背部1个。对于运输类飞机来说，一般飞机后下方的红外辐射最大，也是最危因险的。从概率上讲，从飞机后下方位出现导弹的概率也是最大的。因此激光炮塔以拦截飞机后下方的导弹为主。若只安装1个激光炮塔，安装在飞机后体下方比较合适。另外为降低改装难度和改装成本，也可以将整个定向红外对抗系统，包括告警系统和激光炮塔，集成在一个流线型整流体内，并以外挂形式安装在机身腹部。
  • 摘要：在民用飞机设计中,尾撬是布置在飞机有可能最先蹭地区域,为避免飞机在起飞或着陆过程中,飞行员误操作导致飞机迎角过大或其他原因,以至于飞机尾部蹭地,造成机身尾部结构受损的装置.尾撬接地载荷计算分析成为飞机总体布局设计中的一个难点,目前设计资料中仅仅给了一个概念,不能满足型号设计需要,在具体工程设计过程中,尾撬设计采用参考成熟机型的尾撬结构,估算载荷的方法.本文基于起落架布局设计理论,结合某型民用运输机研制过程,提出了一种民用飞机尾撬接地载荷的计算方法,并研究了操稳等相关因素的影响.以某型飞机研制过程中为例，利用文中的计算逻辑和计算方法，结合校验过程，得出某型飞机布置尾撬过程中，需要计算的接地载荷为2.17吨。查阅同类飞机的尾撬，通过工程结构估算的方法，得出ATR72-600的尾撬最大接地载荷至少为2吨。因此，作者认为文中的计算逻辑和计算方法具有很强的可行性。
  • 摘要：美国空军下一代轰炸机项目(LRS-B)几经波折,历经坎坷终于确定下来,进入“工程研制与制造发展”阶段,成为继F-35战斗机项目之后美国投资力度最大的军用飞机项目.本文根据公开发表的资料文献对美国空军下一代轰炸机的发展历程、发展思路以及主要技术特征进行初步分析,并从中总结提炼出美国空军下一代轰炸机发展的几点启示.2009年暂停为2018年轰炸机项目的拨款时，美国时任国防部长盖茨曾要求美军方重新审视NGB发展规划，寻求一种能确保NGB完成自身所有任务的最佳方案。经过为期数月的研讨，美国军方提出了一种被称为“系统家族”(family of systems)的新概念，并以此为指导发展NGB（下一代轰炸机）在内的新型远程打击(LRS)系统。
  • 摘要：以提高CFD在飞机型号应用中的精准度为目标,针对控制方程各项的离散格式、工程实用的湍流模型、网格自适应等三类问题进行了应用研究.采用AIAA第二届阻力预测会议的DLR-F6翼身组合体作为标模,综合对比分析了气动力系数及不同站位的压力分布.计算结果表明,CFD结果与风洞试验结果吻合较好,基本满足工程型号对计算精准度的要求.通过对计算方法的分析归纳,初步形成离散格式、湍流模型及网格自适应等方面的应用指南.结论具有一般性,可推广至飞机设计中相近速域的其他计算项目,并提供相关的方法参考.
  • 摘要：在分析空天飞机的发展现状基础上,针对空天飞机带边条三角翼,提出了参数化的平行布置多腹板结构方案,并设计了不同翼肋数的两种机翼,采用有限元方法分析了两种结构在亚声速、跨声速、超声速、高超声速等多种工况下的强度、刚度特点.使用Nastran对翼肋、蒙皮、腹板厚度进行优化后,通过比较两机翼的受力特性与结构质量,分析翼肋数、各区域结构件厚度对小展向比机翼的影响,为空天飞机机翼结构设计提供参考.
  • 摘要：本文通过基于舒适状态下人体角度范围的测量和驾驶姿势的研究,模拟驾驶角度在舒适范围的随机组合,计算了符合中国人群的舒适状态下座椅参考点(R点)区域.并且通过理论计算给出了飞行员R点和座椅行程设计的量化建议.
  • 摘要：本文简述了X-47B的能力特征、作战任务,分析了X-47B在空海一体战、与F-35C协同作战、C4ISR/IW、电子攻击、反导作战等方面的应用,提出对地攻击无人机在不同任务中的应用启示，如防空系统压制、地面目标精确打击、长时间目标侦察与监视、电子战。
  • 摘要：在飞机上,电缆布线中的屏蔽接地设计是影响飞机电磁兼容性的一个重要因素.主要介绍了飞机电缆屏蔽层处理的方式方法,根据实际使用情况，大致总结如下：在有尾部附件且可处理屏蔽层的情况下，应尽量使用尾部附件来处理屏蔽层；连接器或设备集中的地方可以用接地模块接地；360°屏蔽处理效果要好于屏蔽层接到尾部附件螺钉上和搭接到接地螺栓上的处理方式，在三者皆可选用的情况下，应优先选用360°屏蔽处理方式；屏蔽引出线越短越好，工程应用中，一般要求搭接点对机体基本结构的搭接电阻不大于7.5mΩ。
  • 摘要：机载激光武器系统是载机平台装备高能激光武器,具备进攻杀伤手段,兼具干扰和防御功能的定向能武器系统,其出现将显著改变未来空战模式.本文从机载激光武器技术特征、作战使用模式以及国外发展情况入手,介绍了机载激光武器系统组成和工作流程,分析了装机存在问题以及亟待突破的关键技术,最后给出了发展建议.为加快机载激光武器的研发进程，早日实现航空武器平台装载强激光武器并具备作战能力，提升作战飞机生存力和作战效能，建议加强载机平台与激光武器一体化设计理念，安排机载激光武器高能激光器、稳定跟瞄及热管理等关键技术攻关，研制机载激光武器系统原理样机，开展地面功能集成验证，最终实现装机打靶试验，验证全系统闭环工作能力，紧跟国际步伐，提升我国航空武器装备设计水平。
  • 摘要：过去50年来,经FAA认证的通用飞机,尤其是小型飞机的结构设计和制造的技术进步不大.传统的铝合金制造方法很难保证翼面的表面光滑度,在空气动力方面(如层流翼面)没明显的技术进步.近年来小型飞机越来越多地采用复合材料,但是大部分零部件所采用的设计制造方法(通常为手工铺叠预浸料到模具上)与铝合金相比并未节约成本或减轻重量.本文描述了丰田及其供应商在设计、制造及验证先进概念通用飞机(TAAPOC)过程中取得的一些技术进展.随着新的设计制造理念的成功验证,机身缠绕成型技术和机翼树脂转注成型(RTM)技术取得了发展,它们都在共固化组件之类的复合材料结构设计制造中使用了独特的材料和内部工装方法.
  • 摘要：本文重点舰载机舰面冲洗进行了初步介绍,针对舰载机舰面冲洗存在的问题进行了初步分析,并提出了相关解决措施,对舰载机使用维护提出了一些启示.飞机机体冲洗包括冲洗和擦拭，先进行飞机冲洗，再进行擦拭。建议：由2名操作人员同时协同进行，擦拭由本机机务人员操作。具体冲洗人员根据飞机大小及机务维护人员数量等确定。冲洗工具包括冲洗车、清洗工具、清洗剂、辅助工具及人员防护用品。根据冲洗前准备、冲洗、冲洗后检查等，将冲洗工作分为六步。飞机状态确定→飞机局部保护→飞机冲洗→飞机擦拭→冲洗检查→通风晾晒。
  • 摘要：高速垂直起降飞行器同时具备垂直起降与高速巡航的特点,其中的一些产品如推力矢量飞机、倾转旋翼飞机、高速直升机已经走向实用化,并在军、民用领域发挥了巨大作用.进入二十一世纪以来,高速垂直起降飞行器热度不减,并在已有技术基础上,更加重视起降便利性、模式转换可靠简单及飞行速度等方面的特性,并导致了一些新概念高速垂直起降飞行器的出现.本文介绍了高速垂直起降飞行器的概念内涵、国内外发展状况,并根据其特点分析了高速垂直起降飞行器可能的用途,最后梳理出高速垂直起降飞行器研制的关键技术，包括兼顾垂直起降与高速巡航的多点、多模态总体设计技术，起降／转换／巡航阶段非定常气动干扰分析与优化技术，起降与模态转换阶段控制技术，兼顾起降高升力与巡航高效率的动力系统与气动设计技术，模式转换机构结构设计技术等高速垂直起降飞行器由于其垂直起降、高速飞行的特点，是未来飞行器发展的一种方向，其特殊的使用模式能够综合传统固定翼飞行器与低速直升机各自优势，随着航空技术不断向前发展，此类飞行器实用化成为可能，已有的高速垂直起降飞行器从可靠性、飞行性能等方面将逐步完善，而新概念的高速垂直起降飞行器也将不断进行探索研究。从某种意义上讲，适时开展高速垂直起降飞行器的研制，将为军民融合、产业融合提供新思路，同时促进通用航空事业发展，带来巨大的军事意义与经济效益。
  • 摘要：对飞机发动机结冰的原因、危害及防冰方法作了简要的概述;以某机型为例计算了飞机发动机进气道的外流场、水滴撞击特性和防冰热载荷,提出了一种发动机进气道防冰系统需用引气量的计算方法,首先，通过数值计算确定进气道的防冰性能，包括网格划分、外流场求解、水滴撞击特性计算、进气道前缘防护范围的确定以及防冰热载荷计算。其次，将防冰热载荷的计算结果与系统可用热载荷进行比较分析，确定进气道防冰最严酷状态，进而针对典型的防冰腔构型得到防冰系统的需用引气量。
  • 摘要：新一代战斗机研制已经被以美国为代表的军事强国列在未来20年内航空武器装备重点发展规划中,以高隐身、体系化协同作战、定向能武器为主要技术特征的下一代战斗机将引领未来航空高新技术跨越式发展.本文以下一代战斗机研制应用技术体系为研究对象,首先总结了国外支撑下一代战斗机发展的相关技术规划;以面向研制全流程及全使用周期为切入点,全面梳理了下一代战斗机支撑性关键应用技术体系及国外相关技术发展现状;最后对我国发展新型战斗机提出了几点合理化建议.新一代战斗机的研制是整个国家综合实力及技术水平的集中体现，是众多基础性支撑技术和集成应用技术发展的必然结果，其涵盖了先进布局概念设计技术、网络通信技术、武器系统技术、结构材料技术、先进制造技术以及成本管控等。
  • 摘要：本文以MH370飞机失联事件暴露出的航空救援问题为牵引,通过分析我国发展航空救援体系的必要性,以及国内外航空救援体系发展现状,阐述了我国航空救援力量的不足和发展航空救援平台的急迫性,并针对倾转旋翼飞机的使用特点,结合美军V-22飞机的使用实例,指出倾转旋翼飞机是理想的搜救平台,我国应尽快发展.rn 倾转旋翼飞机具有垂直起飞降落能力，最大限度地降低了固定翼飞机对起飞降落场地及地面支撑设备的需求；甚至可以在野外起降，无需永备机场，因此倾转旋翼飞机能够直抵灾区，不受地形等影响。此外也能在大型水面舰艇上起降，可以以其为基地，开展海上快速搜救任务。rn 可以空中悬停，执行海上、山区边远地区的搜救工作，也可执行地震、海啸等地貌严重毁坏的灾难救援、医疗后送等任务。例如在MH370的搜救中，倾转旋翼飞机可以携带搜救设备，进行广域搜索，并利用其悬停能力，对海上漂浮物等疑似目标进行重点观察，也可投放蛙人，进行海上快速取样，采集海面浮油等，此外还可利用其外部挂钩将部分漂浮物直接运回基地，进行分析检验。rn 航程远。由于在平飞时，采用固定翼模式，因此其升阻比大，航程远。以美国的倾转旋翼飞机V-22为例，其航程大于1850km，若再加满两个转场油箱，航程可达3890km。如果进行空中加油，该机能从美国本土直飞欧洲，而一般直升机的航程很少超过1000km。该特性使倾转旋翼飞机可以从其部署基地直达国内任一救援区域，对于我国这种大国尤为重要，能够减少装备数量、部署基地、中转次数等。此外，对于海外远程救援意义重大，随着我国海上贸易和海外利益的拓展，海外救援需求也越来越迫切。例如在澳大利亚海域MH370的搜救中，可以利用倾转旋翼飞机远航程特点，经停马来西亚或者我方军舰，越洋飞往澳大利亚执行搜救任务。rn 载重量大。美国倾转旋翼飞机V-22的机内最大可运载约9t货物，可携带20多名人员或12副担架及医务人员，可以快速携带救援队伍前往救援地点，也能将多名伤者快速送往医院进行救治。此外，V-22具备空投与外部载货能力，可以通过空投将救灾物资快速送达灾区；通过2个外部吊货钩，最大可承载6.8t（单个挂钩承重4.5t，双挂钩承重6.8t），可以空运大型救援设备，对山区、地震等导致道路不通的灾难救援，具有重要的作用和价值。rn 速度快。常规直升机最大速度超过360km/h、巡航速度超过300km/h的不多，而倾转旋翼机的巡航速度可超过500km/h，最大飞行速度可达650km/h以上。而救援工作就是跟时间赛跑，特别是对时间比较敏感的救援任务，如海啸、战场救援、渔船倾覆等，对救援时间要求很高，而倾转旋翼飞机的快速飞行能力，使其能够第一时间赶赴救援地点，节省宝贵的救援时间。
  • 摘要：通过对国内外相关科技信息的挖掘、分析,归纳出舰载预警机研制的关键技术,阐明了舰载机不同于陆基飞机的设计要求和使用维护特点即所谓机舰的适配性.舰载预警机的研制是一项极其复杂的系统工程,涉及方方面面,贯穿整个研制过程,机舰的适配性应作为一条研制主线和一个体系化难题深入研究.要注意几个方面：总体布局方面的几何适配，弹射起飞方面的运动适配性和起飞性能适配；前起落架和主起落架必须合理设计，有效降低着舰时的冲击载荷，增强抗疲劳能力，提高可靠性；拦阻着舰方面的运动适配性和安全性；性能先进的预警任务系统与载机及C41SR系统的功能适配；恶劣的海洋环境下长期使用，舰载预警机的使用保障更为复杂，舰上保障系统尽可能统一、综合、简单。
  • 摘要：本文从未来战争环境的基本特征出发,通过研究国外无人机的发展情况,分析总结出其特点和发展趋势,结合我国国情和发展现状,提出我国军用无人机系统的发展趋势;研究了国内外面向使命任务的需求论证现状,总结出作战需求定量分析的必要性;阐述了现代高技术条件下发展军用无人机的必要性;针对体系对抗环境下的联合作战,分析无人机在信息支持、信息对抗、对地攻击和制空作战等任务领域的重要地位,最后得出军用无人机系统在作战体系中的使命任务.
  • 摘要：本文介绍了国外主要民用飞机一机多型、系列化发展的实现途径.通过对知名飞机公司的商用飞机、通用飞机及典型机型的衍生及发展情况的信息收集,对民用飞机一机多型的多种技术路线进行了总结分析.一机多型、系列化发展对于民用飞机产品的生命周期影响深远。通过一机多型的系列化发展方式，飞机公司可以在较小研发投入的基础上，更多的去满足不同客户所提出的不同的使用要求。这样可以更好的提高机型在民用飞机市场中的竞争力。通过多个型号的摊销，也大幅缩小了飞机型号的单机研发成本。
  • 摘要：进气道锤击波载荷是由发动机喘振超压引起的,其峰值压力可达到自由来流总压的两倍量级,为进气道结构设计的最大载荷.发动机喘振超压与发动机的涵道比等结构设计参数有关,可以表示成随发动机增压比的函数,目前主要通过发动机地面逼喘试验获得.进气道中锤击波载荷还与进气道管道腔体设计参数有关.本文归纳了发动机喘振超压的影响因素、锤击波载荷飞行实测研究的结果,给出了锤击波载荷的特征、评估曲线及对飞机结构设计的影响.对于配装新研制发动机的飞机,在试飞阶段出现严重破坏性的发动机喘振现象概率比较高,结构设计上应给予重视.
  • 摘要：从国家战略、作战需求、维持优势等方面出发,分析了美国新一代远程打击轰炸机(LRS-B)的发展动因.随后从航程/航时、生存力、载弹量、信息化水平、有人/无人、核常兼备、经济性等多方面分析了LRS-B的主要特点,并对其技术方案进行了初步预测.
  • 摘要：本文详细阐述了系统功能危害性分析的目的、分析方法以及要求.另外,以某型号民用飞机舱门系统为例,对其部分功能进行了功能危害性评估,并给出了初步的舱门功能安全性设计概率要求以及验证方法.该型号飞机总共布置了八个舱门，分别是前后登机门、前后服务门、左右翼上应急门、前后货舱门。为简化分析内容，本为仅针对一个功能进行简要分析：提供门的紧急撤离功能。分析结果得知，此功能存在五种可能的功能失效状态。而其中最严重的失效状态是：如果多个应急出口在需要时无法打开。此失效状态将导致应急撤离效率被严重削弱，会大幅降低机组人员处理紧急操作状态的能力，从而有可能引发灾难性的事故。因此，根据适航以及航空公司要求，此功能失效发生的概率必须小于1.00E-09。而且需要通过模拟以及失效分析对此项安全性要求进行验证。
  • 摘要：介绍了美国、英国、法国等国飞翼布局飞行技术验证机的项目发展概况,梳理了各项目技术的实现途径和验证目标,对各飞行技术验证机的气动布局、总体设计、操稳特性、飞行系统以及特殊结构等方面的关键技术进行了分析,总结了飞翼布局飞行技术验证机的发展特点,提出了我国发展大型飞翼布局飞机飞行技术验证机的建议.rn 国外典型飞翼布局技术验证机表现出鲜明的分阶段、分步骤发展特点。X-47系列有两个主要发展阶段，X-45家族经历了“捕食鸟”、X-45A和X-45C等三个发展阶段；X-48经历了X-48B、X-48C等两个发展阶段后，至今还没有启动1吨以上级别验证机的发展计划；“神经元”和“雷神”rn验证机也分别经历了至少三个发展阶段。rn 在从小到大逐步提高技术验证机尺寸、重量和逼真度的发展历程中，除了数十到数百千克的轻小型验证机外，基本上各种国外典型的飞翼布局验证机为5吨量级和20吨量级。rn 从轻小型验证机到8吨级、20吨级验证机需要较长的发展周期。按首飞时间计算，X-45A到的X-45C，经历了7年；从3吨级的X-47A到20吨级的X-47B，经历了8年；200千克级的X-48B到X-48C，经历了5年。rn 为了降低技术风险，在飞翼布局验证机的早期发展阶段都普遍采用了提高横航向静稳定性的措施，如X-48B和X-48C分别装有翼梢小翼和双垂尾。rn 国外经验表明，通过开展飞翼布局缩比飞行验证研究可高效突破飞翼布局飞机的气动力设计、总体设计、操稳特性、飞行控制系统以及特殊结构设计等关键技术，当前我国的航空技术科研业已取得重要进展，但现有科研经费规模相对于大量的新技术领域而言仍显得非常有限。为了更快、更好的促进我国大型飞翼布局飞机的研究和发展，建议在汲取国外先进经验的基础上，结合我国国情开展技术研发过程中的分阶段开展飞翼布局缩比飞行验证研究，以适应任务量大、创新要求高等新时期航空科研特点，提升我国在大型飞翼布局飞机的整体研究水平。
  • 摘要：本文主要从某型飞机为满足功能要求,需要装备气象雷达,实现向机组人员提供飞机航路上出现恶劣气象或地形情况的告警的功能.通过对国内外三型气象雷达的优劣势分析和性能指标对比分析,对飞机如何选装气象雷达提供技术支持.从技术成熟度、探测距离、重量体积、可靠性、维护性、价格等方面综合考虑，倾向于将Honeywell公司PRIMUS700A雷达作为首选雷达，Collins公司WXR-840雷达作为备选雷达。
  • 摘要：多功能显示器是飞行员了解系统状态和战场态势的重要接口,未来战斗机庞大的信息量给飞行员认知带了巨大挑战,显示界面布局设计应该平衡飞行员生理认知能力有限和飞机信息系统复杂化的矛盾.文章从认知心理学角度,分析飞行员认知特性对显示界面分区并作为分区优先度评价依据;通过构建显示界面显示内容关联层级树图确定层级容属性和观察次数作为界面显示内容布局优先度评价依据,利用层次分析法分别计算出界面分区的人机优劣度和显示内容的布局优先度,匹配两者的优先度排序进行布局,结合多功能显示器的导航画面为例设计.最后以多功能显示器显示界面验证了该方法.
  • 摘要：在世界航空史上,任何一款成功的飞机都不只一个型号.因为人们对好的事物总是特别的关注,希望更快的拥有适合自己的一型飞机.飞机改装因其巨大的短周期和较低的研制成本等优势,成为了研发部门和用户不可或缺的选择,从社会效益和经济效益来说,飞机的改进改装所产生的效益可达一个系列飞机总效益的80％以上.飞机改装极大地推动了航空技术的横向和纵向发展,促进了飞机应用广度的多领域拓展.本文主要针对在现有运输类飞机平台上进行改装的方法、案例和意义进行了论述.rn 新型改装与传统的飞机改装主要目的或发展方向不同，传统改装注重飞机航程航时等主要性能的提升；而新型改装则是注重对飞机功能和性能的开发和运用，一般情况都会降低（较原型机）该型飞机的主要性能；rn 新型改装与传统的飞机改装形式不同，传统的飞机改装会保持原型机的主要气动布局，优化原型机的气动外形；新型改装通常会这样要求，在给定的周期和经费中，如何才能最大限度地改变飞机的气动外形，这样就降低了飞机（相对原型机）的气动特性；rn 新型改装与传统的飞机改装内容不同，传统飞机改装对飞机主要传力结构的传力路径和结构形式不作大的改动，主要是改变机身长度，有时会适当增加机翼面积，同时对飞机上的其它系统进行改进或更新；新型改装则是在飞机外部增加突出物用于加装特定的电子设备以实现特定功能，需要新增加支持结构，对机体多处结构进行较大的改动和加强，为了实现新增的特定功能，除了对飞机上已有的系统进行改进或更新外，还需要增加特定的辅助系统或设备，如供电和冷却等，除了上述改进内容外，还引入了一个新的研究课题——电磁兼容，这是电子战飞机必须要解决的关键问题。
  • 摘要：本文研究了适航标准对民用飞机的速度静稳定性的规范要求,分析比较其与军机规范的差别.梳理出影响速度静稳定性的关键因素,并对其加以研究分析.同时以某型民用飞机为例,通过变参分析,研究分析各因素对速度静稳定性的影响.研究表明，纵向静稳定裕度影响速度静稳定性。静稳定裕度越大，速度静稳定性越大，对应杆力一速度梯度越大。舵面限偏曲线通过影响传动系数进而影响速度稳定性。限偏曲线越小，则同样状态对应的杆位移越大，杆力也越大。另一方面，限偏曲线过渡段设计平缓，则有助于杆力速度曲线光滑平顺，变化不剧烈。杆力杆位移曲线影响速度稳定性。在杆力和杆位移可实现范围内，在保证传动系数不变的情况下，杆力相对杆位移的梯度越大，则对应杆力对速度的斜率越大，越容易满足速度稳定性的要求。最后，采用适航要求的方法，利用仿真平台，探究了速度静稳定性的试验探究，分析可以得出，基于前述考量设计的飞机，满足纵向速度稳定性要求。
  • 摘要：本文介绍了大型空中加油机加油操控台的作用,分析了加油操控台相关技术特点及人机功效,并按技术水平对其进行了划代,总结了加油操控台的技术发展方向,为将来我国研制大型空中加油机提供参考.从第一代卧式操控台发展到最新的远程监视遥控加油操控台，新一代加油机均在前舱布置了基于视频监控的加油操纵控制系统，加油员与飞行员一样，坐在前舱通过空中加油视频监控系统和加油操纵控制系统对空中加油设备进行操控。相比早期机型（KC-135和KC-10加油员需要到加油机尾舱通过目视进行空中加油操作）而言，大大降低了加油操纵难度，加油自动化水平明显提高。从加油操控台的发展历程来看，加油机操控台技术随着科技进步和军事需求的变化而不断向着自动化、智能化方向发展，操控台的人机功效不断提高，加油员舒适性不断获得提升，加油员对加油过程的态势感知能力也在不断的提高，由以前的狭窄窗口变成目前的全景显示画面，同时还能获得夜视、景物放大等能力。通过3D立体显示，加油员可以获得想要获取的各种重要信息。在正常情况下，甚至可以执行自动加油。这些技术的发展，目的就是为了将加油员从复杂繁重的机械仪表操控从解放出来，把精力集中到加油对接及输油过程的监控上来，大大提高了加油效率。
  • 摘要：对军用航空运输流程进行了分析,通过绘制运输性判别流程图,列举出军用运输机、待运输军用货物影响航空运输性的各项因素,同时提出制约军用航空运输的其他限制条件,从而细化得出军用航空运输货运管理的数据需求.为军用航空运输货运方案的制定及货运管理数据需求提供支持.
  • 摘要：本文介绍了Harmony/SE基于模型的系统工程方法,并以民用飞机起飞场景为例,介绍了该方法在民机研发中的的应用.在需求分析阶段,对利益相关方需求进行了分析,建立了起飞场景用例模型,并与利益相关方需求进行了关联.在功能分析阶段,通过活动图对起飞场景进行了描述,获得了涉众(飞行员、机组和空管)与飞机的接口关系,建立了飞机黑盒化起飞场景模型,并进行了起飞场景验证,获得了飞机级顶层需求.在设计综合阶段,定义了与起飞场景相关的系统,完成了飞机级顶层需求向系统需求的分配,获取了系统间的接口需求,建立了飞机白盒化起飞场景模型,并进行了起飞场景验证.
  • 摘要：文中介绍了国内外飞机构型管理的发展概况,及国外构型管理标准内容的简要概述,对国外几份构型管理标准进行了主要差异分析,结合国内民用飞机的发展,提出企业制定一套构型管理标准流程,对于提高企业的管理体系具有重要意义.
  • 摘要：场端飞行阶段是飞机持续安全飞行的重要环节,而低空大气风场扰动是引起起飞着陆事故的主要原因之一.本文建立了低空区域主要类型的大气扰动风场模型,并联立到飞机六自由度飞行动力学闭环仿真模型中,通过数字虚拟飞行得到了场端飞行阶段遭遇不同类型的低空大气扰动时飞机动态响应的时间历程曲线.仿真结果表明,顺分风切变和下沉离散突风是对场端安全飞行具有重大隐患的大气扰动形式.
  • 摘要：飞机高强辐射场(HIRF)防护已被列入飞机合格审定之中,而我国在飞机HIRF防护设计、预测分析、试验验证等方面仍处于探索阶段,尤其是全机级HIRF试验的能力和经验明显不足,国内尚无独立完成全机级HIRF试验的先例.本文旨在研究全机级HIRF试验中国外所普遍采取的低电平耦合测试方法,重点总结了低电平直接注入测试(LLDD)、低电平扫描电流测试(LLSC)和低电平扫描场测试(LLSF)的试验方法、试验配置和数据处理等,对我国后续型号飞机HIRF防护的试验验证工作具有一定的指导意义,有助于我国飞机HIRF防护设计水平和适航验证能力的提高.
  • 摘要：本文总结了设计、制造过程中构型变化的现状,并进行了分析、研究,提出了新要求下的构型管理解决思路.结合某型飞机的研制,将构型管理的思想进行实践和应用.从目前某型飞机构型管理实施过程中反馈结果来看，按照构型管理的要求，基于模块化的设计，利用PDM系统对构型变化进行了有效的控制的做法。构型变化确实得到有效控制，能够实现用户提出的实现单机交付构型控制的目标。
  • 摘要：本文主要从某型飞机总体布置设计技术要求出发,按照“布置—协调—布置”的原则,通过物理样机和三维电子样机,从用户、工艺、维护人员、成本控制等方面考虑,对某型飞机机全机布置存在的一些隐患和不足进行布置调整.通过研究,使各系统设备的安装协调工作得到了基本保证,为某型飞机的工程设计发图提供了有效的设计输入,保证了型号研制的节点顺利实施.
  • 摘要：目前，机群中几乎所有的商用货机都是客机的衍生改型。一些民用和军用货机的规划者及部分航空货运公司表示，因缺乏为完全满足载货需求而优化设计的飞机，该行业的增长受到了限制。rn 未来货机研制的三个备选方法已经确定：rn 如最新或现有客机、军用飞机的改型；rn 不考虑客运或军事需要而研制设计民用货运飞机；rn 结合民用和军用研制货机，必须确保其满足商用和军事需要。rn 现有客机改型的货运飞机已经被证明是非常令人满意的。例如，已经证明B747-200F是货运飞机机群的大载重“驮马”，并且可以继续使用很多年而无需修改。rn 任何一款改型货机都有大部分开发费用已被其客机型承担的优点。另外，对于购置该飞机的财务安排早己被确立，而且它的交付周期也相对较短。rn 现有货运飞机的一个主要缺点是它们代表着20世纪60年代的技术，为此，它们的直接运营成本比利用现有技术制造飞机的直接运营成本更高。另外，因为它们一般没有作为货运飞机而进行特别地设计，所以在加载与卸载货物方面可能存在问题；该类飞机的增压设计可能比实际需求的多，而且其用于客机安全的装置对于货运可能是不需要的。rn 概括地说，专门货机的优点是可以非常明确地按航空运输的要求设计它，设置其加载与卸载的类型、机舱层、机身构型、增压等等，这对它的功用最适宜。此外，假使不太可能在二十世纪九十年代之前建造它，它就可以充分利用NASA的飞机能效研究结果，可能显著地降低运营成本和燃料用量。rn 专门货机的一个主要缺点是预计的20亿-25亿美元开发费用(1976美元)不得不完全由这些飞机的销售额承担。这样一种高费用增加了飞机的价格和它的折旧及保险成本(DOC)，而且还增加了投资人的金融风险，特别是它将与单位开发费用很少和结合有一些费用削减技术的改型飞机竞争。rn 国家航空航天局在1979年的研究表明，显著降低的改型飞机购买价格将会使专门飞机的经济效益不显著。制造商显然也有同样的结论，他们不愿着手研制一种专门货机，除非有一些可减少风险的方法。rn 有些规划者已经谈到将专门货机的客机改型作为降低风险的一个方法。因为专门货运飞机在运输机群中所占的百分比非常小，所以它会是一个摇摆不定的特例。极有可能一种专门货运飞机将由体现所有飞机能效(ACEE)技术进步的客机派生而来。然而，假定飞机货运增长良好，将增加正在设计新客机的飞机设计师追求货运飞机利润的动机。rn 结合研制的一个优点是开发费用将由民间和军队双方共担，并且军队需要该飞机的数量因航空运输公司购买该飞机作为民航后备航空队而减少，民航后备航空队的飞机在紧急状况下可以用作为军用。rn 有很多潜在的缺点，包括由结合研制带来的限制、由民用和军用飞机双方共同蒙受的不利后果及找到一个协调的组织机构的困难。某些适合于军用飞机的特性必须被舍弃，因为它们与民用货机不相容。如果是独立设计的飞机，它就能运载额外一些负荷。这个负荷损失降低了商用型的有效载重和收益。军事空运司令部(MAC)打算通过在购置时的转移支付或营运损失补偿金抑或它们两者来补偿这些损失。rn 或许首要的显然不是它将有足够的民用型市场或它将可与未来客机的改型竞争。最后，CX项目的出现反映了先进技术军民用飞机(ACMA)项目时间的不确定性。直到各方商定CX项目的细节，才能考虑先进技术军民用飞机(ACMA)项目的前途。
  • 摘要：在对国内机载设备技术状态管理现状分析的基础上,结合信息化发展的大趋势大背景,以机载设备技术状态管理信息化为契机,梳理机载设备技术状态管理的信息化需求,具体包括机载设备相关属性信息管理需求、机载设备协议书管理需求、机载设备更改管理需求、机载设备转段管理需求4个方面的信息化需求,为建立机载设备技术状态管理信息化平台打下坚实的基础.
  • 摘要：从飞机雷达散射截面诊断与评估的需求分析出发,讨论了近场测量技术的发展及其原理、测量过程;并给出了某测量系统的实施方案.近场测量技术采用扫描方式在近场开展RCS测试,然后通过近-远场转换提取目标远场RCS,相比于室外场、紧缩场,它不需要模拟平面波,不受目标尺寸限制,对场地要求低,并且与紧缩场测量系统的精度相当,适合对全尺寸目标进行测试.
  • 摘要：本文对飞机机头安装的单发螺旋桨法向力的原因及其影响进行了阐述,得到了其对飞机稳定性影响的计算方法, 通过桨叶剖面受力分析与积分方法得到的数学模型较好地解释了螺旋桨法向力的原理，并与实验数据吻合较好，是一种较好的螺旋桨气动问题的数学模型，对于螺旋桨飞机的总体设计有很大的帮助。
  • 摘要：美国空军全球绝对领先地位的获得,最为重要的因素就是已经建立了无与伦比的技术优势,这与其严谨、务实的科学技术发展规划有着必然的联系.近年来美国空军发布了多份地平线发展规划,明确了空军科技发展方向.认真分析和总结地平线发展规划,不仅可以从中洞悉航空科技的发展趋势,还能为我国航空科技的发展提供一定的启示.提出航空科技需要关注的学科领域众多，国家应从空军顶层总体牵引、统筹规划，各工业部门密切协作、协调发展，共同定准阶段目标，找准研究方向，配置得当资源，制定航空科技近中远期发展规划。重点关注核心科技，避免短板，推动航空科技的全面、协调、可持续发展。从地平线发展规划不难看出，美国空军未来将重点发展自主控制、自适应变循环发动机、亚燃／超燃冲压发动机、激光／微波武器等新概念武器、网络、信息等技术，这些技术将是未来美国空军作战能力的有利支撑，我国应持续跟踪、重点关注。同时也可以看出美国空军未来将重点发展无人机、下一代战斗机、高超飞行器、远程打击系统等装备。我国航空领域重型号研制轻技术研究的思想长期存在，与美国相比，在前沿技术探索方面的差距更大，导致技术发展的可持续性差，创新能力不足。要改变这种现状，就必须从可持续发展的高度认识到技术研究的作用，把科技投资作为战略性投资，增加科技投入，并超前部署和发展航空科技，积极开展探索性研究，实施重大科技计划，从根本上提高我国航空领域的技术储备、自主创新力。
  • 摘要：疲劳载荷谱是进行飞机疲劳和损伤容限分析及试验的先决条件.本文概况性的论述了疲劳载荷谱的重要性、定义、分类、适航要求以及编谱的一般流程.梳理了国内外载荷谱的研究发展状态,最后对民机载荷谱的发展提出建议.载荷部门根据飞机总体设计要求，定义飞机的典型飞行任务剖面，一般分为远程、中程和短程三种典型飞行剖面。每种典型飞行任务剖面均由规定的标准使用情况组成，包括任务段、使用情况、高度、速度、飞行距离、飞机构形、推力、总重和飞行时间。载荷部门根据飞机各任务段所适用的飞行高度，选择对应的大气突风统计数据，对全机进行动力学响应分析，确定各分析部位的动态响应因子。载荷部门根据飞行任务剖面中对每个任务段的描述，分析该任务段所应包含的疲劳载荷工况，通常分稳态工况和增量载荷工况两大类，提交强度部门进行分析。强度部门根据所选取的细节分析点的受载情况，判定飞行任务剖面所包含的载荷工况是否足够反应该分析点的真实受力状况，是否需要采用额外的假设进行补充。强度部门根据载荷部门提交的疲劳载荷工况计算分析点对应的疲劳应力。强度部门根据远、中、近程任务剖面所对应的运营比例进行任务剖面混合；对应力累积频率或超越曲线上施加动态响应因子；对载荷谱进行高载截取和低载删除；进行雨流计数法筛选有效的应力循环，最后形成分析部位的细节应力谱。
  • 摘要：针对轻型通用飞机总体设计中螺旋桨配置问题,研究了一种螺旋桨几何参数设计和评估的方法.根据工程方法快速确定螺旋桨几何参数;应用叶素理论对螺旋桨性能进行分析;通过螺旋桨与活塞发动机匹配分析,对螺旋桨设计参数进行评估.应用结果表明,根据本文方法配置的螺旋桨能满足四座轻型飞机对推进系统的效率要求和功率需求.
  • 摘要：本文目标是设计一款适合娱乐飞行、航空摄影、广告宣传、通飞训练、农林牧作业、电力/石油/天然气巡线、通勤航空等业务的一种高性能超轻型飞机.项目严格执行中国民航总局超轻型飞机适航取证规定,按照取得型号设计批准书(TDA)和生产许可证(PC)的要求进行,按照型号设计规程,与总体、结构、强度、飞行控制等专业充分协调.项目为并列双座,上单翼布局.经过多轮CFD计算优化,并设计加工了1:4的全金属风洞试验模型和一个六分量主测力天平、三个铰链力矩天平,在中航工业气动院FL－8风洞完成了选型、测力、铰链力矩、地效、雷诺数影响等多项风洞试验,指标完全符合要求.项目有多项技术创新,其中三项已经申请发明专利并得到受理.
  • 摘要：文中通过对功能和可靠性试飞特点以及信息化技术应用的必要性、功能和可靠性试飞信息交联关系等分析和研究,形成民机功能和可靠性试飞信息化的架构和模块等设计思路.应用该系统设计方法建立的民机功能和可靠性试飞信息化系统可以实现对飞行型号、飞机机号、试飞机场、试飞航线、系统功能检查项目、结合试飞任务分工/架次、专项试飞任务分工/架次、模拟故障等信息实时管理功能；同时，可以实现基于最小信息单元的试验动态监控功能，例如，可以实现规划航线的完成情况、规划系统功能检查项目在航线上的执行情况、飞行时间、ATC环境执行情况等的实时监控功能；再者，系统还具有数据库、用户管理、知识管理等功能，最终构成功能和可靠性试飞较完整的任务规划、任务管理、需求性显示和查询、过程控制、跟踪统计、信息集中输出等管理和监控能力，可以为功能和可靠性试飞任务规划、试验管理以及有效、快速汇报资料获取等提供有效、便捷的管理和监控手段，提高课题人员工作效率和质量，提升我院适航审定的技术保障能力，并为民机系列型号的功能和可靠性试飞以及未来军机功能和可靠性试飞的数据管理提供途经和方法。

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