自动飞行导引和控制系统适航审定技术

自动飞行导引和控制系统，其高度集成和日趋复杂的设计给民机型号项目的研制及适航审定带来挑战。分析了自动飞行导引和控制系统的适航文件体系，对相关咨询通告、设备标准及审定程序等适航文件进行归类并做详细解读，从研制和审查的角度明确了系统设计需求、审定基础的确认原则，在此基础上梳理出自动飞行导引和控制系统应满足的适航条款、符合性验证方法以及相应的审定要素。研究适用的自动飞行导引和控制系统适航审定技术，为研制初期评估系统的适航符合性、制定审定计划以及降低后期审定风险提供帮助。     

民机座舱通风适航符合性验证MOC2方法研究

民机座舱通风关系到机上乘员的健康、安全和舒适,本文在介绍座舱通风的CCAR相关适航条款规定的基础上,分析了采用MOC2方法验证条款符合性的验证思路和过程。     

民用飞机起落架系统适航符合性研究

＂运输类飞机适航标准＂是民用飞机设计、研制、生产及使用维护中必须满足的最低安全标准。适航工作需要从飞机以及系统方案设计阶段就着手开展。本文以当前国内某大型民机起落架系统方案为例,来说明此方案如何考虑相关适航条款,以及验证其符合性的符合性方法。     

民用飞机闪电间接效应防护适航符合性方法研究

闪电间接效应防护设计是民用飞机适航取证的重要组成部分,满足FAR25.1316条款要求是民用飞机闪电间接效应防护设计的最低目标.制定合理的闪电间接效应防护措施,并在整个设计过程中有效的贯彻执行,同时,建立一套完整可行的符合性验证流程和符合性方法,是表明FAR25.1316条款符合性的前提.本文简要介绍了该条款的验证流程和符合性方法,可应用于民用飞机的研制和适航验证工作.     

大型运输类飞机运行规章设计要求研究初探

大型运输类飞机要想取得市场的成功,仅仅考虑适航规章(CCAR-25部)取得型号合格证(TC)是远远不够的,制造商还必须考虑运行规章(CCAR-91部、CCAR-121部)对于飞机设计的要求。在条款研究的基础上,从设备和使用限制的角度对大型运输类飞机的运行规章设计要求进行研究,可将适用的两部运行规章的要求进行统一,并可将运行规章与适航规章的要求进行对比研究,凸出运行规章要求高于适航规章以及运行规章条款独有的技术要求,并在大型运输类飞机的设计中给予重点关注,提高本项研究的针对性和有效性。     

基于系统工程理论的军民机适航管理差异性分析

为科学梳理出军民机适航管理的差异性,提高军民机适航安全性,本文创新性的应用系统工程理论中的IPO模型,将适航管理作为系统工程的一个管理流程,建立基于系统工程理论的适航管理流程IPO模型。利用适航管理流程IPO模型的输入、输出、使能项、控制项、活动五个要素分别开展军民机适航管理差异性分析。军民机适航管理相同点在于两者都是以保障航空发动机的安全性为目标的一种全方位、全过程的过程控制管理。不同点在于安全性目标、管理机构、依据标准/法规体系、标准/法规的可裁剪性、派驻和分工方式、监管方式等方面的管理程度、强制程度不同。本文分析了军机适航管理和民机适航管理存在的具体区别,并为后续军民机适航管理的发展提供参考意见。     

民用飞机失速速度适航审定试飞研究

鉴于失速速度试飞在民用飞机适航审定试飞中的重要性,该文对民用飞机失速速度适航审定试飞进行讨论.重点结合某型号民机的试飞数据,对数据处理方法进行讨论.失速速度是适航审定的重点试飞科目,也是Ⅰ类风险试飞科目.该文的工作可能对后续型号失速试飞提供有用的参考     

民机初步飞机安全性评估过程与分析方法

初步飞机安全性评估是民机设计与评估工作的重要环节,也是民机开展适航符合性验证工作的必要过程。本文结合民机型号研制的一般安全性评估过程,给出了初步飞机安全性评估的流程、概率分配方法和功能研制保证等级分配方法,并结合某型号的具体工程实例,阐述了民机初步飞机安全性评估的具体分析方法,为民机安全性评估与适航合格审定工作提供了有力的技术支持。     

民用飞机航电系统强度设计方法研究

介绍了民用飞机航电系统强度设计的适航标准要求和设计载荷。以某型民用飞机航电系统强度设计为例,归纳总结了航电系统的强度分析和试验验证方法。通过介绍的强度设计方法,可以验证航电系统的设计满足强度要求和适航条款要求。     

民用飞机的纵向静稳定性飞行试验计划研究

《CCAR-25运输类飞机适航标准》中B部分"稳定性"的纵向静稳定性考察了飞机改变速度所需的杆力方向、杆力-速度平衡曲线以及操纵结束后飞机速度的恢复能力,是适航标准中重要的组成部分;纵向静稳定性的试飞,是民机型号合格审定中必须演示的试飞科目之一;在对适航标准的分析理解基础上,进行纵向静稳定性的试飞计划研究,对试飞中飞机的飞行任务、试飞构型、飞行速度和动力设置状态等进行详细定义;试飞计划的研究结果,可用于组织民用运输类飞机的型号合格审定试飞。     

民用航空发动机限寿件适航符合性方法

 针对中国民用大涵道比涡扇发动机型号取证的需要,开展发动机限寿件适航符合性方法研究.分析欧美航空发动机限寿件适航要求的安全目标,对AC33.70-1和AMC515发动机限寿件定寿方面的适航符合性要求进行读解分析.以典型航空发动机为例,研究了限寿件的判定方法,分析发动机限寿件适航审定过程中的关键环节,从发动机载荷谱制定、材料性能数据、安全寿命制定3个方面给出航空发动机限寿件适航符合性验证的关键流程和方法.参考国外设计标准给出限寿件应力分析和试验方案设计流程,给出限寿件寿命散度系数的获取方法.本研究为编制航空发动机限寿件的适航指南提供参考依据.     

航空发动机排气污染物排放适航审定方法研究

 为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使符合飞机发动机排气污染物的适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例采集污染物气体样本数据。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法和美国车辆工程师协会(SAE)航空建议操作规程(ARP)计算方法得出航空发动机NO_x排放指数。根据中国民航规章34部(CCAR-34),验证得出航空发动机JT3D-7的NO_x排放符合现行的适航标准。     

基于LTO循环航空发动机排气污染物NOx排放适航审定计算方法

 航空器要获得商业营运许可,必须取得适航证,适航要求是航空器安全飞行的最低法规性的保障,因此研究航空发动机排放适航审定方式是非常有必要的。为解决中国民用航空发动机测试数据处理方式中的技术难点,使飞机发动机排气污染物符合适航审定标准,参考国际民航组织(ICAO)颁布的“飞机发动机排放”条例的规定,设计了民用航空发动机排气污染物测量系统。测量系统的精度按标准规定用燃气分析测出的油气比与发动机实测油气比进行比较小于10%—15%的属于合格。本研究的测量值与发动机所测的油气比的误差小于7%,证明测量系统和测量技术是切实可行的。基于ICAO标准的起飞着陆(LTO)循环概念,采用ICAO计算方法得出航空发动机NO_x的排放指数。根据中国民航规章34部(China Civil Aviation Regulations,CCAR—34),验证得出航空发动机JT3D—7的NO_x排放符合现行的适航标准。根据ICAO计算方式,利用MFC开发了NO_x适航审定系统,可快速算出发动机NO_x排放指数,并可对发动机进行NO_x排放适航审定。     

民用飞机刹车系统适航符合性考虑

本文以某民用运输飞机的刹车系统为例,分析了当前民航运输类飞机标准CCAR25部中刹车系统主要适航条款,提出了刹车系统航条款的符合性说明方法和验证思路。     

欧洲民用航空安全局航空发动机适航体系

 针对欧洲民用航空局(EASA)航空发动机适航体系开展初步研究工作, 在3 个层级划分EASA 适航体系的基础上, 阐述EASA 的航空发动机审定规范CS-E 在适航体系中的地位和职责, 给出CS-E 的逻辑架构和演变历史, 着重分析了历次修正案中的被修订条款, 并进一步概括出“科技进步, 灾难性事故发生, 过于苛刻的适航要求, 表述错误, 国际一致性”5 种产生规章修订的因素。     

MBSE应用于航空产品研发的适航管理

 阐述了民机适航管理的重要内涵，分析了基于模型的系统工程方法论的应用对于民用航空产品适航管理带来的挑战，对基于模型的系统工程方法论应用于航空产品研发应关注的适航管理问题给出了管理建议。     

航空发动机核心机适航进近噪声预测

为了满足未来的噪声目标,发展对航空器的噪声预测能力,提出了一种用于发动机核心机适航噪声的计算框架。基于PeartDunn模型和SAE-GE模型分别估算进近状态下涡轮和燃烧室的1/3倍频程远场无量纲化均方声压;并将整合后的核心机噪声修正换算为适航规章要求的有效感觉噪声级;以某型发动机为例,通过算法的预测值与官方实测值对比,验证该算法的相对误差约为2%,可用于适航进近状态下发动机核心机噪声的快速评估,从而便于制造商在设计阶段控制发动机核心机噪声满足适航要求,同时也为适航上提前确定进近噪声适航审定试验起始点提供了一种新的思路。     

国际民航组织适航标准与中国民航适航规章的关联

 从国际民航组织现行适航文件体系入手，研究了《国际民用航空公约》的附件8《航空器适航性》中型号合格审定、制造、适航证、持续适航和安全管理方面对各缔约国的适航标准。解析了其与中国民航现行适航规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21-R4）的区别与联系。阐明了《航空器适航性》（第12版）的主要修订内容及修订方向。     

基于波音算法的航空发动机风扇噪声预测

作为涡扇发动机的一个关键噪声源,随着涵道比的不断加大,风扇噪声在飞机起飞时对整机噪声的贡献量也日益增加;因此预测风扇噪声对飞机噪声适航评估工作有极大意义。采用Boeing风扇噪声预测算法,结合飞机起飞航迹,利用MATLAB软件编程,经过多普勒效应修正、几何发散衰减修正和大气吸声衰减修正,得到起飞时风扇噪声预测模型。以某型发动机为算例,计算出实际飞机起飞时噪声适航审定中所需测量的每隔0. 5 s动态声压级的预测值。把最终得到的有效感觉噪声级预测值与欧洲航空安全局提供的有效感觉噪声级真实值进行对比,验证了该模型的准确性;此模型能有效降低新飞机的研发成本和风险,缩短噪声适航审定周期。     

高高原航空人因工程理论研究进展

 从国内外高高原人因工程理论研究现状出发，分析了高高原航空运行特性及关键风险；结合航空人因工程理论SHELL模型，从人（liveware，L）、硬件（hardware，H）、环境（environment，E）以及软件（software，S）4个层面，综述了高高原航空人为因素、高高原航空器适航安全性、高高原航空运行环境及高高原航空运行规章标准研究成果；提出高高原航空人因工程今后研究应聚焦在高高原航空人因生理医学、高高原航空人机交互适航验证、高高原航空人因工程规章标准以及高高原航空人因工程应急机制等领域。