舰载飞机起落架突伸时外筒应力陡增分析

作者： 杨全伟   汪文君   张多源   来源： 应用力学学报 年份： 2020 文献类型 ： 期刊 关键词： 油气式缓冲器   舰载飞机   起落架突伸   飞行试验   应力   滑跃起飞  

描述： 舰载飞机起落架突伸时外筒应力陡增分析

飞翼气动布局飞机纵向短周期等效系统参数辨识技术研究

作者： 刘朝君   吴欣龙   井立   来源： 航空科学技术 年份： 2018 文献类型 ： 期刊 关键词： 飞行品质   仿真系统   短周期模态   飞翼布局飞机   指令跟踪   飞行试验  

描述： 飞行试验评估。结果表明,该方法用于飞翼布局飞机纵向短周期品质试飞时,易于激励出其纵向短周期模态,并可实现飞机精确控制。

动力增升对翼身融合飞机沉降特性的改善

作者： 王明凯   张曙光   唐鹏   夏双枝   冯杨   来源： 航空动力学报 年份： 2018 文献类型 ： 期刊 关键词： 匹配设计   翼身融合体   起降特性   沉降   飞行试验   动力增升  

描述： 控制律。飞行试验表明:使用动力增升能缓解进近阶段升降舵操纵所引起的下沉率突增与高度沉降现象,同时可将验证机的起、降速度降低20%以上,且该方案易于在小型翼身融合体飞机上实现。

民用飞机沉积静电防护设计及其符合性验证技术

作者： 程鹏   赵闯   马珠   来源： 工业技术创新 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 沉积静电   地面试验   相似性分析   符合性验证   飞行试验   防护设计  

描述： 对民用飞机沉积静电防护设计及其符合性验证技术进行研究。基于符合性验证技术的重要性,概述了电晕、电弧、流光三种沉积静电放电的防护设计方法,进而重点描述了相似性分析和验证试验(包括地面和飞行试验)等符合性验证方法的技术细节。此技术值得相关研发单位结合实际情况科学采用。

民用飞机沉积静电防护设计及其符合性验证技术

作者： 程鹏   赵闯   马珠   来源： 工业技术创新 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 沉积静电   地面试验   相似性分析   符合性验证   飞行试验   防护设计  

描述： 对民用飞机沉积静电防护设计及其符合性验证技术进行研究。基于符合性验证技术的重要性,概述了电晕、电弧、流光三种沉积静电放电的防护设计方法,进而重点描述了相似性分析和验证试验(包括地面和飞行试验)等符合性验证方法的技术细节。此技术值得相关研发单位结合实际情况科学采用。

飞行参数折合系数法评估军用飞机任务可靠性

作者： 马涛   来源： 现代防御技术 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 可靠性评估   任务剖面   折合系数   军用飞机   飞行试验   飞行参数  

描述： 任务可靠性是军用飞机关键可靠性参数之一,与飞机执行的任务剖面息息相关。选取对飞机任务可靠性影响较大的气压、振动和过载等3种因素,建立了基于飞行参数的任务可靠性评估模型;引入折合系数法,将不同任务剖面下的可靠性数据(飞行时间、故障数据等)进行折合,并利用试飞数据对模型进行验证。结果表明,该方法具有较强的工程应用性,可用于试飞阶段军用飞机任务可靠性评估。

发动机背负式安装的轻型两栖飞机操纵特性研究

作者： 黄鹏   聂睿   来源： 航空科学技术 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 两栖飞机   “海鸥”300   背负式发动机   操纵特性   飞行试验   进动效应  

描述： 了一些独特的操纵特性。本文主要研究了发动机背负式安装的轻型水陆两栖飞机的操纵特性,并通过"海鸥"300飞机的飞行试验对结果进行了验证。研究结果有利于规范飞行员的操纵动作,合理安排试飞科目,降低试飞风险,保证试飞安全,加快推进适航取证进度,并对同类型飞机的研制、试飞和飞行员培训具有一定的参考价值。

基于蒙特卡洛的航空发动机试飞数据模型误差容限分析

作者： 姜健   来源： 燃气涡轮试验与研究 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 模型辨识   航空发动机   趋势监控   蒙特卡洛分析   误差容限分析   飞行试验  

描述： 架次的试验数据进行验证,结果表明考虑输入参数不确定性后,模型误差带的分布更为合理。该技术可用于航空发动机飞行试验中,提前发现发动机工作中的异常现象,可提高发动机飞行试验的质量和效率。

喷口前馈线对航空发动机加力接通结果的影响

作者： 郝晓乐   申世才   高莎莎   来源： 燃气涡轮试验与研究 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 反馈   加力接通   航空发动机   控制规律   飞行试验   落压比   喷口面积  

描述： 为防止加力接通过程中因喷口过小导致发动机喘振,某型发动机借鉴国外经验设置了喷口前馈线。分析了喷口前馈线的控制原理及设计特点,并结合实际试飞数据对同一加力接通逻辑下不同喷口前馈线对加力接通结果的影响进行了对比研究。结果表明:当控制系统正常工作时,喷口前馈线不参与喷口的实际控制过程,且不会对加力接通结果产生较大影响;但当喷口给定故障时,喷口前馈线可保证发动机安全工作。

大型运输类飞机后缘襟翼气动载荷特性分析

作者： 熊磊   刘洋   毛俊   来源： 空气动力学学报 年份： 2017 文献类型 ： 期刊 关键词： 后缘襟翼   风洞试验   气动载荷   大型运输机   飞行试验   数值模拟  

描述： 后缘襟翼气动载荷计算是大型运输类飞机增升装置设计工作中的关键步骤之一。在新型民用运输机的研制与适航取证工作中,发现现有的襟翼载荷计算方法在某些特殊工况下并非足够保守。某型支线客机襟翼测压试飞中测得其巡航构型下襟翼气动载荷相对计算值有较为明显的增加。在分析对比了试飞与风洞试验的压力分布数据,并借助CFD工具进行定性分析后,最终证明气动载荷的增加主要由襟翼舱的密封失效所造成。以往载荷计算时,襟翼舱内部的襟翼表面压力通常赋值为0,这在襟翼舱保持密封时是可靠的;但在实际飞行中,襟翼舱处襟翼与机翼主翼面后缘之间的密封装置通常会由于制造或受载变形等原因失效,此外该位置附近的扰流板也会在飞行时浮动或偏转,这些都会导致襟翼舱内部气压降低到当地外界的静压值,使得巡航构型襟翼压力分布在头部有一个较为明显的平台式增加。另一型单通道干线客机通过低速风洞测压试验发现在小襟翼偏度构型时襟翼的法向气动力系数有明显增加,采用该试验结果作为输入,计算得到的考虑扰流板偏转影响的小襟翼偏度构型襟翼气动载荷,甚至超过了扰流板未偏转时所有增升构型下的襟翼最严重载荷。通过对压力分布数据及CFD计算得到的二维流场的分析,证明扰流板偏转造成襟翼载荷增加的主要原因是前者对后者的上洗效应。扰流板的偏转将增加其下游襟翼处的当地迎角,使得后者在小偏度时就接近其在大偏度时的法向力系数,之后由于小襟翼偏度构型时更大的襟翼设计速度与对应速压最终造成了载荷增加。针对上述两个问题提出了符合客观流动规律的方法进行补充和修正:在计算巡航构型襟翼载荷时,可在原有测压试验得到襟翼压力分布的基础上补充平顶型前缘分布作为载荷计算输入;而在计算小襟翼偏度增升构型襟翼载荷时,则可以采用工程方法预估扰流板偏转带来的载荷增量。上述方法已在实际工作中得到验证和应用。