民用飞机设计

民用飞机设计（共10篇）

民用飞机设计 篇1

0前言

气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件,在工程机械中,主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成,在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时,惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用,控制气弹簧的运行速度,其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。

在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元,通常用于提供手柄回弹的回复力,机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧,舱门设计中通常采用传统机械弹簧,这种设计存在两方面的劣势:一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢,在重量上需要付出一定代价,二是目前航空领域弹簧制造主要通过辅助工具手工弯制,其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便,工作平稳,使用安全,成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧,定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势,舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。

本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用,对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究,给出了具体舱门气弹簧的设计步骤,同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。

1 工程实例

某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为:360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心)和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中,通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用,控制门下降速度门在完全打开位置时,伸展到极限程度。

根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧,并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3倍左右,考虑摩擦力等影响,将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。

下图为飞机航截面投影面,两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。所示点A为气弹簧与铰链臂连接点的位置需要确定气弹簧在机身上的安装点,根据门体本身尺寸考虑选取气弹簧安装尺寸为260mm,将气弹簧安装角度设定为与水平位置成12°,则确定出与机身相连接的安装点B,如下图点B所示。

根据气弹簧及压缩气弹簧的设计标准,在气弹簧举力为300N时,将缸筒直径初步定为φ22mm,导杆直径为φ10mm。门完全打开与完全关闭时角度为82度,此时A点转至A’点,则气弹簧长度伸展为A’B=318.171,参考下图3。

根据上面的分析初步确定气弹簧总长度为320mm,即设计行程为60mm。根据此处铰链臂的结构形式,确定气弹簧的两端接头形式,与舱门铰链臂连接处,在耳片与气弹簧之间安装球轴承;同样在支座和气弹簧之间也安装球轴承,如下图4所示。

在完成初步设计之后,通过CATIA的运动仿真功能,将初步设计的气弹簧与门体周边结构进行运动模拟,保证在舱门打开过程中,气弹簧的运动不会受到卡滞,并选取运动过程中的若干个时间点进行投影运算分析力值情况,根据计算的结果对气弹簧的结构形式进行了进一步的优化,最终确认下来总长为235mm,运动行程长度为75mm。

(上接第93页)2气弹簧可靠性分析

民用飞机的可靠性分析要求在飞机研制阶段对各个系统可靠性进行定量的估计,根据历史产品可靠性数据、系统的构成和结构特点、系统的工作环境等因素估计系统的可靠性。其主要用途为可以将预计结果与要求的可靠性指标相比较,从而评价设计要求提出的可靠性指标能否够达到,并进一步在设计中,发现影响系统可靠性的主要因素,采取改进措施,此外也为安全性评估提供定量计算的依据。在本文中工程实例要求的气弹簧的失效概率必须低于1E-5,对于民机而言考虑的是其签派可靠性PCF。

其中QTYCZ为组件数量,λCAD为组件Z导致签派中断的失效率,即组件所有可能的失效中,能导致签派中断的失效率,该值通过计算获得。TAF为飞行和滑跑阶段的平均时间。DIFF是飞行和滑跑阶段的签派中断因子,改质是通过统计和计算获得的。

其中λC表示单个组件的失效率,而FDD表示失效探测因子,这两个参数要求将气弹簧组件按照其组成形式分解成各个小零件,包括活塞杆、缸体,接头等部分,根据各个零件的不同分类确定其失效探测因子,并根绝各零件固有的失效数据,按上述公式计算,即可得到用于分析气弹簧组件可靠性的定量评估数据。

3 总结

本文介绍了气弹簧基本组成和工作原理,结合某型飞机舱门的工程实力通过研究气弹簧的运动范围和安装位置,通过计算和仿真的方式进行气弹簧的设计和选型。同时对于气弹簧在民机上使用中需要考虑的可靠性分析给出了计算的方式和定量的要求。对于气弹簧在民机上的设计和使用提供了参考。

摘要：气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件,相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式,通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法,通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数,并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。

关键词：气弹簧,民机舱门,可靠性

参考文献

[1]方益奇.气弹簧的刚度计算与安装位置研究[J].机床与液压,2010(4):70-71.

[2]李亮辉.浅析工程机械用气弹簧的设计选型[J].工程机械,2013(6):37-38.

[3]温号,王小东.方舱舱门的气弹簧选型安装设计[J].专用汽车,2010(10):50-52.

民用飞机中央维护系统研究 篇2

关键词：中央维护系统（CMS）?中央维护系统应用软件 （CMSA）?航线可更换单元/模块（LRU/LRM）

中图分类号：V212 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2012）09（c）-0110-01

随着民用航空机载电子技术领域的发展，系统的复杂度不断提高。高集成度和小型化造成了潜在故障源的增加，而可设置的故障监测点减少，降低了故障的诊断测试能力，从而对系统的制造、使用、安全和维护带来了巨大的挑战。实际上，很多系统的使用和维护费用远超过制造费用。最大化系统维护的方便性和最优化系统的性能往往是两个矛盾的目标。

目前，在航空公司的竞争中，维修工程得到越来越高的重视。机载维护使得飞机在航线服务中的维修更加方便快捷，故障隔离的功能可以帮助地面维修人员更加快速有效的对飞机进行日常维护和故障检测，从而提高飞机服务效率，降低维修成本。

中央维护系统（CMS）作为机载维护功能的一种工具，采用统一的人机接口，为地面维修人员提供自动的故障和维修信息的显示，简化了维修程序，节省了飞机和设备的维修成本，从而减少了飞机的运营成本。

1　中央维护系统概述

中央维护系统（CMS）从航电和非航电系统指定的部件中采集数据。这些指定部件包括航线可更换单元（LRU），航线可更换模块（LRM）或功能模块，这些指定部件向维护系统提供该部件有关工作状态、故障或构型方面的数据信息。这些数据信息可通过多功能显示器显示，也可通过机载打印机打印、通信数据链路下传、便携式维护计算机下载数据。这些指定部件直接或间接地向中央维护系统发送数据信息。

中央维护系统能够简化维护过程，提高维护人员的工作效率，主要表现以下几个方面。

1）提高维护效率；

2）降低总的维护费用；

3）简化维护步骤和系统维护人员的培训。

2　中央维护系统功能描述

中央维护系统能够提供一个控制和显示飞机的各个系统的维护数据的方式。此外，为了确认并隔离由LRU报告的故障，中央维护系统可以通过运行LRU的测试和调整的功能确认并隔离故障，而不需要安装专有的测试设备到飞机上。中央维护系统可以存储发动机趋势、超限和生命周期数据，也可以访问构型信息数据库，或把LRU上记载的故障信息下载非易失性存储器中。中央维护系统能够提供分析故障的帮助页面，并且能够进入存储维护数据的数据库。

1）中央维护系统功能主要有：

2）监测飞机系统的状态和故障；

3）LRU诊断信息和系统参数显示；

4）LRU故障数据和LRU构型信息；

提供辅助维护信息。

3　ARINC604规范介绍

ARINC 604规范“机内测试设备的设计和使用指导”是一个工业设计标准，常常被作为飞机维护系统设计的一个规范。它具体描述了BIT/BITE的定义，提供设计LRU的BIT/BITE时的基准，也描述了中央维护系统（CMS）的概念，定义了中央维护系统和提供维护信息的LRU接口之间的协议。

中央维护系统（CMS）是一个基于分布式概念的系统。带有BIT/BITE的LRU探测到硬、软件故障状态和影响正常运行性能的通信丢失的故障。这些故障指示存储在LRU内部的存储器上，用来协助进行车间维修，也可以通过飞机的常用接口报告给中央维护系统，以便于进行航线维修。中央维护系统可以通过使用诊断方程确认故障，并将故障发生的起因隔离到单个的LRU或接口。中央维护系統可以将储存故障和维护数据在机载数据库中，以便于帮助维护人员诊断飞机系统的故障。

中央维护系统（CMS）提供一个从驾驶舱到单个LRU的BITE的存取通道。中央维护系统的作用就是存储故障数据，将故障数据显示给维护人员，同时通过运行诊断测试来协助维护人员解决故障问题。

ARINC 604 规范通常用于中央维护系统和LRU之间，以下是此协议的一些普遍用法：

1）运行LRU 自测试或调整

中央维护系统（CMS）具有启动LRU的自测试或调整的功能，并能通过多功能显示器（MFD）显示此信息给操作人员。此页面能够显示格式化文本、选项和一个空的纯文本区域。当选择了一个在CMS显示页上的选项，CMS将发出一个有关此选项（由LRU供应商定义）的相关命令给LRU，那么LRU将响应此命令并在一个新的页面上给出回复信息，同时以LRU的状态信息将更新在空的纯文本区域。

2）LRU构型数据库

3）LRU维护数据

中央维护系统支持ARINC 604规范的两种不同模式：交互模式和自动模式。

3.1 交互模式

为提供信息和执行操作试验，操作者通过ARINC 429命令/应答协议提供故障显示系统查询和命令的模式。交互模式可以在LRU运行测试和调试、进入LRU构型数据库、下载LRU数据的情况时使用。

交互模式信息组成：

1）来自CMSA包括设备代号和目标LRU的SDI以及7位命令代码的命令字 （标签227）（菜单请求，上/下页，返回，等等）；

2）LRU到故障显示系统使用自动数据信息格式的故障响应；

3.2　自动模式

为提供运行状态和总线操作再确认功能，LRU在没有收到请求时通过ARINC 429广播协议传送故障数据到故障显示系统的模式（默认模式）。自动模式只能在LRU运行测试和调试时使用。

自动模式数据信息由一组使用包括以下信息的ARINC 356标签故障报告组成：

1）包含STX的起始字，块字数；

2）包含任何故障记录的中间字；

3）包含ETX的结束字。

4 结语

中央维护系统已经逐渐成为飞机系统的一个重要组成部分。该系统可以帮助机组人员和维护人员进行故障诊断，监控机上设备的状态，提高飞机的可靠性和维护性。

参考文献

[1]　 ARINC CHARACTERISTIC 624-1 DESIGN GUIDANCE FOR ONBOARD MAINTENANCE SYSTEM.AUGUST 30，1993.

民用飞机FPGA设计研究 篇3

关键词：民用飞机,FPGA,单粒子翻转,重配置

0引言

随着FPGA技术的发展, FPGA越来越多地应用于民用飞机的系统设计中, 如采用FPGA作为核心处理器进行飞机控制系统设计。但是, 目前基于FPGA的复杂电子硬件产品的设计均直接采购于国外, 如何使国产民机拥有自主知识产权的复杂电子硬件产品, 对我们既是一个巨大挑战, 也是一个重要机遇。本文对民用飞机中FPGA的设计作初步研究, 主要包括FPGA设计的研制生命周期、设计与验证过程, 和关键系统设计中的单粒子翻转效应考虑, 以及可测试考虑。

1硬件研制生命周期

DO254 (机载电子硬件设计保证指南) 是2000年4月, 历时7年25次的会议讨论后由RTCA (美国航空无线电技术委员会) 特别委员会颁布, 并在5年之后由FAA (美国联邦航空局) 颁布咨询AC20-152正式得到认可。

FPGA设计的开发应遵循DO254的指导, FPGA设计生命周期如图 1所示。系统过程中, 根据系统安全性来确定FPGA硬件的设计保证等级;在计划过程中定义将功能需求和适航需求转换为硬件的具体方法, 并定义相应证据以保证硬件能够安全执行预定功能。在设计过程中进行FPGA的设计与实现, 该过程分为五个阶段:需求获取阶段、概念设计阶段、详细设计阶段、实现阶段和生产转换阶段;另外, 在执行这五个设计阶段时, 需要同时进行相应的支持过程, 支持过程包括确认与验证 (V&V) 过程、构型管理过程、过程保证和适航联络过程。

2设计与验证过程

2.1需求获取阶段

该阶段标识并记录FPGA硬件需求, 包括由系统分配到硬件中的需求和衍生需求, FPGA硬件需求获取流程如图 2所示。

系统需求规范是将用户需求分解到系统硬件和软件中, 建立系统架构;硬件需求规范定义由系统分配到硬件的需求, 包括硬件功能需求、安全性需求、软硬件接口定义、安装位置定义, 以及监控器设计等;复杂电子器件需求规范定义芯片级需求, 定义每个复杂电子硬件芯片的安全性和功能需求, 以及各芯片间的接口需求。

2.2概念设计阶段

该阶段完成系统的顶层设计, 如功能块图设计、架构描述、板卡外形及设计草图等。

2.3详细设计阶段

该阶段以初步设计阶段为基础, 根据硬件需求进行详细设计, 详细设计流程如图 3所示。

设计输入阶段根据硬件需求完成FPGA功能模块设计, 编制HDL (Hardware Description Language) 代码, 实现相应功能;编码完成后进行代码检查, 如语法检查、格式检查、综合规则检查等, 并进行功能仿真, 验证所设计逻辑是否完成相应功能;当所有功能模块编码完成后, 将其整合为完整的设计, 并进行设计评审。综合阶段将HDL代码转换为逻辑门级网表, 添加布置与时序限制, 当不满足要求时, 需要进行重新编码。在布局布线阶段, 将综合后的网表文件映射到目标物理器件, 映射后生成可用于芯片配置的配置文件。

详细设计阶段退出前应发布FPGA原理图、、测试大纲、追溯性数据、HDL语言源代码、FPGA综合与布线报告, 以及各项评审资料。

2.4实现阶段

该阶段将设计阶段产生的设计数据及代码等与物理硬件整合, 发布硬件物理原型, 并进行测试与验证。对ASIC器件, 进行ASIC供应商评审, 确保所有设计得到实现, 转换为ASIC芯片后对项目文档进行归档, 并可授权进行ASIC批量生产;对于PLD/FPGA器件, 供应商购买部分芯片, 分配部件号, 使用设计的HDL代码对芯片配置并进行验证。

实现阶段退出前, 应正式发布FPGA版本描述文档、芯片内布线图, 以及评审资料等。

2.5生产转换

该阶段检查产品的制造资料、测试设备及资源, 保证数据的可用性和再生产的适用性, 并建立相应基线。

3特殊考虑

3.1单粒子翻转效应

由于FPGA硬件的集成度逐渐提高, 运行电压逐渐降低, 硬件本身易受到高能粒子或射线影响而产生逻辑位的翻转, 造成单粒子翻转效应。硬件设计中采用余度监控、CRC校验和重配置方法来抑制单粒子翻转效应, 保证FPGA硬件指令的完整性。

余度监控多采用指令通道与监控通道, 两通道实时比较监控。当单个高能粒子或射线造成某个通道发生单粒子翻转故障时, 通过两通道间的交叉比较可及时发现故障, 进行适当设计关闭相依通道输出。另外, 对于可配置器件, 可在器件内部周期进行CRC校验, 验证器件内部的配置与原配置文件是否一致, 如发生单粒子翻转效应, 则CRC校验结果出现异常, 应及时关闭通道数据, 避免故障传递至下一级, 防止故障蔓延。

3.2可测试性考虑

对于一些安全性关键系统, FPGA的设计需要实现可测试性, 在FPGA设计中多采用串行设计方法来代替并行设计。如计算X = A*B + C*D + E*F, 并行设计中需要三个乘法器和两个加法器同时运行, 串行设计仅使用一个乘法器和一个加法器, 模拟软件方法实现前向路径, 从而实现硬件线路的可测试性。

另外, 采用串行设计方法, 将增加系统的延时, 但同时可节约FPGA的片内资源, 是一种用时间换面积的方法。

4结束语

本文对民用飞机中FPGA设计作了初步的研究, 研究了FPGA设计的研制生命周期、设计与验证过程, 以及FPGA硬件抗单粒子翻转和可测试的设计考虑。项目实践表明, 此初步研究符合民用飞机设计方法。

参考文献

[1]Design assurance guidance for airborne electronic hardware[S].RTCA DO254-2000, 2000.

[2]KAMANU.A New Architecture for Single-Event Detection&Reconfiguration of SRAM-based FPGAs[J].High AssuranceSystems Engineering Symposium, 2007.

民用飞机设计 篇4

0 引言

当民用飞机在高空失压时，氧气系统对于保证飞机上乘客的生命安全起着非常重要的作用，对飞机运行的安全性有着十分重要的影响。通过MSG-3的方法对民用飞机氧气系统进行分析，制定合理的预定维修任务，可以满足航空公司对于安全性、可靠性和经济性的要求。因此，对氧气系统进行MSG-3分析是非常必要的，这可以为航空公司提供可靠的维修方案，保证飞机的正常飞行、保证乘客的安全，并降低飞行航班的延误率。

1 民用飞机氧气系统介绍

典型的民用飞机氧气系统主要包括下列子系统：机组氧气系统、旅客氧气系统、便携式氧气设备。

机组氧气系统可在座舱失压、有烟雾和着火时为驾驶舱机组成员提供应急用氧，并可为提高夜航视力或消除疲劳提供补充用氧。

旅客氧气系统在座舱失压或需要时为旅客及乘务员提供呼吸用氧气。

便携式氧气设备由防护呼吸装置（PBE）和便携式氧气瓶组件组成。防护呼吸装置可在机上灭火排烟时为使用者提供防护呼吸用氧；便携式氧气瓶组件可为个别旅客提供医疗急救用氧以及在座舱失压时为乘务员提供应急机动呼吸用氧。

2 MSG-3介绍

2.1 MSG的产生过程

MSG-3又称“航空公司/制造厂维修大纲制定文件”，是针对维修工作的分析逻辑。

1968年，几家航空公司的代表编写了《应用决断图表制订维修大纲的逻辑分析方法》，即MSG-1的基本框架。

1970年，MSG-2《航空公司/制造厂维修大纲计划文件》发表，美国联邦航空局把MSG-2作为制订新飞机维修大纲的指导性文件。

1979年，美国航空运输协会（ATA）对MSG-2进行了评审，针对MSG-2进行了改进和补充，在这个背景下产生了MSG-3。

2.2 MSG-3应用介绍

MSG-3是制订民用运输类飞机维修大纲的指导性文件。按照新的咨询通告CAAC的AC-121AA-02R1和FAA的AC121-22A的要求，应将最新MSG逻辑程序应用在新飞机的维修大纲制订中。MSG-3被广泛运用于制订新型飞机和/或发动机的初始预定维修任务和间隔，保证飞机的固有安全性和可靠性水平，以及为固有可靠性差的项目实施设计改进提供必要的信息，并降低维修费用。

MSG-3主要是通过逻辑决断来制订维修大纲，综合考虑故障影响类别和维修工作的有效性来选择合理的维修任务。选择MSG-3逻辑决断分析的方法能使飞机各个部分系统设备在丧失工作能力之前预先被发现，并指导对潜在的故障进行翻修、换件等处理，保持或恢复良好状态。

3 氧气系统MSG-3分析

3.1 确定重要维修项目（MSI）

在对项目进行具体的MSG-3逻辑分析之前，必须确定飞机的MSI（重要维修项目）。重要维修项目是指会影响飞机空中或地面安全性、对空勤人员来说具有隐蔽功能、有经济性影响、影响飞机运行性的.重要项目。MSG-3通过“自上而下”的方法来进行MSI的选择，直至找出最高可管理层，从而得出MSI。

当下列项目的问题回答只要有一个是肯定答案即可定为MSI项目：

a）故障影响安全性（地面或空中）吗？

b）在正常职责范围内，故障对空勤人员来说是无法发现或不易察觉的？

c）故障有无重要的运营性影响？

d）故障有无明显的经济性影响？

对氧气系统的三个子系统按照以上四个问题分析，以子系统-旅客氧气系统为例，可以得出如下答案：当客舱失压时乘客不能得到供氧将导致危险，故影响安全性；旅客氧气系统没有指示，所以对空勤人员来说是不易察觉的；故障影响派遣，故影响运营性；同时，也影响到了经济性。

如果上述项目的四个回答都是否定的，那么就不需要再进行MSG-3分析，也不需要进行该项目的更低层次MSI选择分析工作。

3.2 MSG-3分析逻辑决断（图1）

3.3 氧气系统的功能故障分析

在MSI的选择确定后，需对MSI进行功能、功能故障、故障影响和故障原因的分析。功能、功能故障、故障影响和故障原因的定义如下所示。

a）功能：即一个项目或者系统的正常工作特性；

b）功能故障：指系统功能故障的表现形式，一般包括了功能全部丧失、部分丧失等；

c）故障影响：指功能故障的后果，即系统功能故障对整机、机组或者旅客的影响；

d）故障原因：指功能故障发生的可能原因，需要考虑与故障相关的所有系统或设备。

表1 旅客氧气系统的功能、功能故障、故障影响和故障原因分析

由于氧气系统部件较多，各子系统实现的功能不同，本文以子系统-旅客氧气系统为例，对其功能、功能故障、故障影响和故障原因分析结果如表1所示。

从表1可以看出，对旅客氧气系统的2个功能及其功能故障、故障影响和可能的故障原因做了详细的分析。

3.4 MSG-3系统分析逻辑

MSG-3分析逻辑决断图如图1所示，该逻辑决断图分为两层来确定系统维修大纲，两层分别为上层分析和下层分析。

上层分析主要是考虑功能故障和它们的后果，来确定每一个功能的故障影响类别。下层分析是在上层分析的基础上，考虑故障影响类别、故障原因、以及对每项工作的适用性和有效性来确定合适的维修工作。上层分析逻辑图如图2所示。下层分析逻辑图如图3所示。

图2 上层分析逻辑图

图3 下层分析逻辑图

每个功能故障和故障原因都要按照逻辑图进行分析，以便对工作的必要性做出判断，如果一个工作是必要的，必须确定该项工作的时间间隔。

MSG-3的两层分析逻辑如表2所示。

表2 MSG-3的两层分析逻辑

3.5 氧气系统上层逻辑分析

对旅客氧气系统2个功能下的6个功能故障及其故障影响均按照图2进行上层分析，对于问题1“功能故障的发生对在履行正常职责的空勤组来说是明显的吗？”，由于旅客氧气系统属于不常使用的设备，属于隐蔽的故障，因此2个功能下的6个功能故障对于问题1的回答均为“否”。按照流程图转入问题3的回答，对于问题3“一个隐蔽的功能故障和另一个相关的系统或者备用功能的故障之综合对运行安全有直接有害的影响吗？”，也按照上述逻辑图进行分析，经过分析6个功能故障影响1A1，1B1，1C1，1D1，1E1，2A1的故障影响类别均为“8类”，即“隐蔽安全性”。

3.6 氧气系统下层逻辑分析

根据表1的分析内容，旅客氧 气系统2个功能下共有10个故障原因（1A1a、1A1b、1B1a、1C1a、1D1a、1D1b、1E1a、1E1b、2A1a、2A1b），按照图3下层分析逻辑流程分别对10个故障原因来选择维修工作。

表3 旅客氧气系统维修任务

旅客氧气系统按照图3经过分析后共确定的4个维修任务如表3所示，对应的维修间隔可以参考制造商的相关资料来确定。经过评审后的维修任务可以作为维修大纲的一部分，提供给航空运营人作为维修方案的一部分。

4 结束语

本文运用MSG-3方法对民用飞机氧气系统进行了维修性分析，并以旅客氧气系统为例展示了分析过程及结果，确定了有效的维修任务，为氧气系统的维修大纲的制订提供了必要的输入，充分表明了MSG-3在制订飞机初始预定维修大纲中的重要作用。同时，从国内外机型的实践经验来看，运用MSG-3分析方法来制订飞机的初始预定维修大纲，可有效地节约维修工作成本，减少维修时间，优化维修方案，提高航空公司的经济效益。

【参考文献】

常士基.现代民用航空维修工程管理.山西：山西科学技术出版社，：47-83.

ATA MSG-3 Operator/Manufacturer Scheduled Maintenance Development. Air Transport Association of America， Inc. Revision ，1.

民用飞机设计 篇5

关键词：民用飞机；航电系统；集成；测试

中图分类号：V271文献标识码：A文章编号：1009-2374（2014）23-0165-03

1概述

随着科技的进步，航空电子技术也取得了长足的发展，民用飞机的航空电子系统完成了从独立仪表式航电系统到联邦式航电系统，再到目前最先进的综合模块化航电系统的变革。航电系统的集成程度越来越高，其复杂性也越来越高，为了保证复杂的综合模块化航电系统能够安全地提供给乘客使用，在研制过程中对系统的集成和测试过程也就变得更为重视了。航电系统的集成和测试活动可以分为计划阶段、准备阶段和实施阶段，本文将着重对这三个阶段的工作进行阐述。

2计划阶段

2.1项目计划的制定

航电系统的研制计划必须与整个飞机的研制计划相协调一致，计划中应至少包含工作的定义、参与人员和职责定义、各项工作之间的分工界面的定义、与进度相关的资源分配情况、关键节点、与供应商之间的协调机制等。

2.2集成和验证过程评审和优化

评审和验证过程需要参照相关的标准（如ARP 4754A、DO297、DO178B、DO254等）、可行性、简便性、潜在的优化可能。

2.3航电系统取证计划评审和优化

航电系统的取证计划或者按ATA章节号编制的取证计划，在评审的时候都要着重考虑与测试相关的符合性方法的运用。完成评估后，与适航部门沟通以确立符合性方法的使用。在后续的集成和测试计划过程中也必须加以考虑。

2.4需求确认计划的制定

需求确认计划中首先要明确参与方与各方职责，其次要明确需要被确认的文档、整个确认流程、各阶段需要用到的方法，最后要明确确认矩阵，以便保证确认结果的可追溯性、覆盖度和可信性。

2.5航电系统集成计划的制定

系统集成计划中首先应明确集成的策略和原则，其次要明确集成的工作流，对于目前的集成模块化航电系统来说，由于核心处理平台的重要性，一般都以其作为航电系统增量式集成的基础。

作为集成工作的一个重要组成部分，对于集成过程的记录尤为重要，集成计划中要建立适当的问题报告系统和测试结果管理系统，保证问题和结果的可追溯性。

集成工作需要各系统供应商及其他组织人员的介入，因此要明确与他们的协调机制和职责分工。

系统集成计划中还需要明确与各个集成活动参与方功能商定后的交付物，明确交付物的实际意义。

2.6航电系统验证计划的制定

航电系统验证计划中首先要明确验证矩阵的结构，保证各需要验证的内容都能落实，其次要准确定义各个验证方法，明确参与验证各方的职责和分工情况。

和系统集成计划一样，验证工作也要求各系统供应商及其他组织人员的介入，因此要明确与他们的协调机制和职责分工，确保验证工作中发现的问题可以快速解决。

作为验证计划中一个重要的部分，需要明确整个验证过程中的重大节点和重要活动，同时也需要明确系统验证工作的交付物和交付形式等。

2.7构型管理计划的制定

根据ARP4754A的相关描述，与集成和测试相关的构型管理活动都应当纳入构型管理计划之中，构型计划的主要内容是构型项的定义、构型基线以及变更和发布流程等。

构型项包括计划文档、需求、设计文件、源代码、测试需求、测试程序、测试结果、测试设备构型以及待测系统构型等。

构型基线是经过构型控制小组商定的所有构型项的冻结状态。

变更流程中需定义构型项变更的步骤、流程以及所需要的文档等。

发布流程需定义发布一个构型项基线的工作步骤、流程以及所需要的文档等。

2.8过程保证计划

过程保证计划定义与集成和测试过程相关的过程保证工作。过程保证的主要方法是评审和审查。过程保证计划中还需要明确过程保证和研发过程的独立性。

3准备阶段

3.1文档模板的设定

文档模板的设定是为了简化后续工作，同时可以保证所有文档的一致性且与符合相关的标准。每一份文档模板都应包含文档的结构、文档中每个章节定义的描述、编制文档的提示以及可能的范例。

需要编制模板的文档包括子系统验证计划、子系统验证矩阵、子系统测试需求、子系统测试程序、子系统测试报告、子系统验证综述以及航电系统验证综述等。

3.2培训

培训的展开是为了尽可能优化集成和测试工作，所以集成测试团队的所有成员都必须参加对应的培训。

3.2.1熟悉过程和计划。基本的培训包括取证和适航符合性方法的使用、测试设备的质量要求、集成策略、测试的原则和流程等，明确试验需要知道的结果、应遵循何种程序展开、如何开展测试、如何报告等。

对于不同的飞机型号，还应该让每位团队成员通过培训熟悉整机的集成和测试相关的程序和计划。

3.2.2熟悉方法和工具。对于集成测试团队的成员来说，实际的工作方法和工作中需要使用到的工具对于后续的工作具有十分重要的作用，因此所有团队成员都应该在展开集成和验证工作前熟悉工作方法和需要用到的工具。需要熟悉的方法包括：（1）如何根据模板，按照系统的特点创建一个子系统详细地验证计劃、测试需求、可用的测试程序；（2）如何结合选定的测试程序管理工具的特点，确定测试程序、测试记录、测试报告等。

测试执行过程的相关培训，包括：（1）测试的执行、评估、构型管理、问题报告、测试报告以及测试状态的工作流；（2）测试过程中发现的问题报告的处理方式；（3）构型的定义及跟踪方式；（4）测试报告的编制；（5）测试过程中对待测系统或测试设备的调试的原则；（6）测试过程中故障定位的原则和策略；（7）阶段性测试总结的编制，如首飞前测试总结报告。

工具相关的培训包括对测试设备和特殊工具的熟悉过程，熟悉测试设备的架构、了解测试设备软硬件情况、熟悉测试设备的构型、操作、简单的故障诊断等。

4实施阶段

本阶段需要按照计划阶段的计划和准备阶段准备的结果，展开实际的集成和测试工作。

4.1需求确认工作

需求确认是展开系统验证工作的必要前提。工作包括：（1）在考虑确认方法和确认状态的条件下评审需求确认矩阵；（2）完善落实到所有相关需求的确认方法；（3）完成需求确认。

4.2按ATA章节编制的详细验证计划

验证计划的编制需要按照上述过程中确定的模板完成，至少需要涵盖验证计划定义、验证方法定义、各方职责、与供应商沟通机制、重要节点以及工作的输出。

4.3验证矩阵

验证矩阵是整个验证过程中最核心的追溯数据。它实际上是一个基于需求的表格，表格中包含以下信息：（1）需求编号和需求内容；（2）关联的功能；（3）验证方法；（4）对于选择以测试作为验证方法的需要包含关联的测试需求、测试程序以及测试结果；（5）验证结论。

实际的验证矩阵需要经过几次迭代后才能完善。

最终的验证矩阵需要包含对所有需求相关的所有

信息。

4.4测试需求文档

用于试验室试验的测试需求文档是后续测试文件以及测试流程编制的依据，测试文档应包含测试目标、测试编号、需求覆盖情况、测试顺序、特定的测试目标、测试环境和构型要求、测试需求等。

4.5测试程序

测试程序是实际测试过程中最直接的依据，测试展开前应按ATA章节号和系统功能编制测试程序，内容需要包括编号、与测试需求的追溯性、测试的有效范围、待测系统构型、测试系统构型、预计执行时间、详细的测试步骤、判据、测试报告形式等。

4.6详细测试计划

为了更为合理地使用测试资源，需要编制详细的测试计划。该计划在测试过程中需不断更新，计划中应详细描述由何人利用什么测试系统在什么时间完成了哪一项测试内容。

4.7测试执行

根据测试程序文档的规定以及详细的测试计划，实际测试执行过程中需要完成测试系统的准备、测试场景的配置、按步骤完成测试、评估并记录测试结果、编制测试报告等。

4.8测试报告

测试报告中需要包含测试的需要、有效性以及待测系统的一致性、测试设备和待测系统的构型、测试结果、需要的细节描述、问题报告等。

4.9测试综述

测试完成后需要给每一个ATA章节和整个航电系统编制测试综述文件。综述文件中应包含所参考的验证计划以及对重要偏离的描述、研制保证等级分配、最终的验证符合性矩阵、对存在的问题开口项的描述以及安全性影响评估、支撑数据、验证覆盖度总结等。

5总结

本文按顺序对民用飞机航电系统的集成测试工作中所涉及的计划、准备和实施三个阶段所需要完成的工作进行了综述。在实际工作过程中要突出计划和准备阶段的工作，良好的计划和准备工作可以充分利用有限的资源和宝贵的系统研制时间，顺利完成系统集成验证工作，确保型号成功。

参考文献

[1]SAE． ARP 4754- REV． A Guidelines for Development of Civil Aircraft and Systems． 美国：SAE International，2010．

作者简介：钱首尚，男，供职于上海飞机设计研究院航电部，硕士，研究方向：航电系统集成验证。

浅谈民用飞机失速告警系统设计 篇6

失速告警系统的作用就是当飞机接近失速状态时, 为机组提供警告, 并发出控制指令防止飞机进入真正的失速状态。根据中国民用航空总局和美国联邦航空管理局的规定, 失速告警系统是民用飞机必须安装的机载系统。

1 失速告警系统的需求

1) 失速告警系统应测量飞机迎角, 当迎角增大, 飞机接近气动失速时, 提供失速警告、失速识别和发动机点火功能。

2) 失速告警系统应包含迎角传感器, 用来测量飞机迎角并传输给失速告警计算机。为保证测量精度, 迎角传感器应具有机上校准功能和防冰能力。

3) 失速告警计算机是系统核心处理设备。它对原始迎角数据进行处理, 根据飞机的构型参数和飞行状态, 进行逻辑运算, 并在飞机接近失速时, 发出失速警告、失速识别和发动机点火指令。

4) 失速告警系统在飞机接近失速时, 应向机组发出明显的失速警告。若失速警告后, 飞机仍继续接近失速状态, 失速告警系统应立即进入失速识别, 向飞控系统发出控制指令或自动推杆, 避免飞机进入失速状态。考虑到机翼结冰状态下飞机性能降低, 失速告警系统在这种情况下应提高保护裕度。

2 失速告警系统接口

为实现系统需求, 失速告警系统应与以下系统或设备交联。

2.1 系统输入

1) 电源:系统设备使用28 V直流电, 迎角传感器加热防冰使用115 V交流电。

2) 轮载信号:系统根据起落架轮载信号判断飞机的着落状态, 在地面状态时, 失速警告和失速识别将被抑制。

3) 襟缝翼系统:系统需根据襟缝翼的构型状态进行失速告警逻辑运算。

4) 大气数据系统:系统需根据飞行高度、速度进行失速告警逻辑运算。

5) 飞机姿态系统:系统需根据飞机的姿态, 尤其是侧向、法向运动进行迎角计算修正。

6) 备用仪表:保证大气数据系统和飞机姿态系统提供的数据冗余度。

7) 结冰探测:系统根据结冰探测器信号输入, 判断是否使用结冰情况失速保护裕度。

2.2 系统输出

1) 发动机接口控制单元:系统向其输出点火信号。

2) 航电中央处理系统:通过中央处理系统输出迎角数据、失速警告信号、系统维护信息等, 用于指示和维护。

3) 飞控系统:失速识别时, 向飞控系统发出指令, 操作飞机防止进入失速状态。

4) 发动机指示和机组警告系统:为机组提供系统工作状态指示, 故障指示。

3 失速告警系统组成及安装

失速告警系统由以下设备组成:迎角传感器、失速告警计算机、失速警告装置和失速识别装置。为保证安全性要求, 系统应包含两套或以上迎角传感器, 并安装在机头两侧。失速告警计算机也应具有两路或以上独立的计算通道, 并有独立且不同的信号输入和输出通道。两套失速警告装置分别安装在正副驾驶附近。

1) 迎角传感器安装在机头两侧, 测量部件伸出蒙皮感受气流测量迎角。迎角器的安装应注意减少结冰、雨滴、飞机侧向运动对迎角有效性的影响。

2) 失速告警计算机可以是单独的电子设备, 也可作为软件驻留在飞控计算机内。失速告警计算机将迎角传感器测得的局部迎角转换为飞机迎角, 并根据飞机姿态进行修正。在空中, 当飞机迎角增大至发动机自动点火预设值时, 计算机向发动机接口控制单元发出点火指令;当飞机迎角增大至失速警告预设值时, 计算机发出指令, 失速警告开始工作;若迎角继续增大至失速识别预设值, 失速识别开始工作。在结冰、近地、襟缝翼故障等情况下, 失速告警计算机会采用不同的迎角预设值。失速告警计算机还应该具有系统地面自检测激发和系统内设备故障状态监控的功能。

3) 失速警告装置包括指示灯、振杆器。与屏显和驾驶舱语音系统一起, 根据失速告警计算机的指令向机组发出明显的警告, 包括视觉、听觉和触觉多方面的警告, 如指示灯点亮、屏显提示、失速提示音、驾驶杆抖振。失速指示灯安装在遮光罩上或屏显两侧, 振杆器安装在正副驾驶杆根部, 工作时带动驾驶杆振动。

4) 失速识别装置一定是在失速警告装置工作后, 飞机仍逐渐接近失速并达到预设值后才开始工作。失速识别可通过两种方式实现。一是使用推杆器:失速告警计算机向飞控俯仰机构发出指令, 推动正副驾驶杆向前, 使飞机低头、降低迎角, 以达到远离失速的目的。推杆的速度和力度要选用合适, 防止出现推杆后飞机负过载或飞机不能改出接近失速状态或飞行员抱杆影响推杆的情况。二是通过飞控系统的控制:失速告警计算机向飞控系统发出指令, 当飞机接近失速时, 限制使飞机迎角增大的操作, 并通过增加油门、增加拉杆力, 升降舵偏转、自动襟翼伸出等方式实现改出接近失速状态。

4 结语

失速告警系统是民用飞机重要且必备的机载系统, 其为机组提供失速警告、为飞机提供失速保护功能。本文分析了民用飞机失速告警系统需求, 定义了系统接口并提出了可行的系统架构方案。

摘要：飞机接近失速状态时, 失速告警系统为机组提供警告并能够发出控制指令防止飞机进入真正的失速状态。失速告警系统是民用飞机必备的机载系统。首先分析了失速告警系统的需求, 定义了系统接口并提出了可行的系统架构方案。为民用飞机失速告警系统设计提供参考。

关键词：民用飞机,失速告警,迎角,系统设计

参考文献

民用飞机登机门观察窗设计 篇7

关键词：观察窗,机组/乘客人员,应急撤离,滑梯

引言

在登机门最适宜人机操纵终端位置布置观察窗组件。

1 观察窗设计

1.1 设计要求

当舱门关闭时, 从飞机外面能使下面部分看见: (1) 客舱已经增压。 (2) 撤离滑梯已经待命。

从飞机内侧应当能够满足下列外部视野观察要求: (1) 正常情况下滑梯可能到达地面的位置。 (2) 当起落架折断引起的机身倾斜情况下应能观察到滑梯末端位置。

1.2 结构设计

1.2.1 总体结构介绍

观察窗结构采用内外挡件夹持安装控制玻璃件位置, 中间填充橡胶件垫圈。外挡件与登机门外蒙皮、纵横梁连接固定, 内挡件通过4个Z字型接头与外挡件连接固定。为保证观察窗中间部位的密封件压缩到位要求, 在结构2侧中间各加一卡夹固定。观察窗结构示意图见图1、2。

观察窗结构选用破损安全结构设计形式, 玻璃透明件由内外两层组成, 外层玻璃承受气密舱的增压载荷, 内层玻璃只有当外层玻璃损坏后作为备用的受力构件来承受压力载荷。为保证密封性, 两块玻璃之间用整体橡胶件密封。外层玻璃件外形为机身外形, 内层玻璃的上部中心处有孔, 使在二块玻璃组件间压力保持与客舱中的压力相同。

1.2.2 内层玻璃设计

为增加在飞机舱内向外的视觉范围, 将内层玻璃下端设计成三角形棱镜结构。

1.2.3 观察窗的安装

(1) 调节垫片默认用2档规格 (见表1) , 按图3所示对角线顺序对螺栓施加1.5N·m-2N·m的预紧扭矩后, 检查是否满足:

a.内挡件压紧外密封件。b.螺栓贴紧垫片, 见图4。

(2) 如不满足应参照表2进行相应处理, 再次按照图3顺序对螺栓进行1.5N·m-2N·m的预紧扭矩加载, 再次检查, 重复过程 (1) - (2) 至完成。

(3) 按照图3顺序对螺栓进行最终3N·m-4N·m的预紧扭矩加载, 四个螺栓预紧扭矩的加载应当均匀进行, 以保证密封垫圈均匀贴紧挡件。

1.3 强度分析

观察窗实际受气压面积为0.0514m2, 在增压状态下, 气密载荷作用在外层玻璃上并经密封件传递到外挡板。此外, 由于增压状态下, 观察窗随结构整体外凸。根据《结构设计手册》B3.2.0章节中公式, 计算出外层玻璃上承受的最大应力和应变。

K1和K值根据a/b=1.98数值从《结构设计手册》图B3.2.0-1查出K1=0.6, K=0.11。

1.4 密封设计

标准大气压下, 通过观察窗周围四个“Z”字型支架上螺栓及中间两把卡夹预紧, 保证淋雨状态不出现渗水。外层玻璃与蒙皮之间阶差为-0.5mm, 此为预变形设计。

按照目前密封件经验值, 密封件压缩量在30%左右其密封性能最佳, 本次设计中密封件最大压缩率控制在35%。与外层玻璃之间采用波纹设计, 以提高气密性, 如图2所示。

2结束语

以上所诉, 观察窗设计主要考虑三点:视角要求、密封要求和强度要求。

参考文献

[1]CCAR-25-R4.运输类飞机适航标准[S].

民用飞机设计 篇8

关键词：工艺装备知识,集成系统,知识库,规范化,智能化

1 背景分析

工艺装备知识是在飞机工艺装备工程设计、生产准备、制造和经营管理活动中, 贯穿产品全生命周期的与其有关的知识。飞机工艺装备知识数据量巨大, 具有复杂性、隐含性、动态性、多样性 (包括文本、图像、音频、视频等多种形式) 等多种特征, 这些都给工艺装备知识管理带来了很大困难。同时现代飞机更新换代速度快, 飞机的研制已由单一品种发展到同一型号的系列飞机, 一个型号将衍生出若干个改进型或发展型, 生产是以单架次方式进行, 这就造成了工艺装备也要有若干个改进型或发展型, 如果仍然按照传统的方法以手工为主的方式进行飞机工艺装备的设计工作, 势必会造成工作的重复, 导致效率低下, 甚至会出现不必要的错误。波音公司实施DCAC/MRM[1], 其目的之一就是要消除工程设计部门95%不增值的重复性工作, 收集整理飞机设计/制造过程中的各类经验和知识, 建立相应的数据库、知识库;当遇到相似的问题时, 把以往成熟的经验知识应用到当前问题, 从而快速形成问题的解决方案, 提高工作效率, 缩短飞机的生产周期。因此工艺装备知识对民机的快速开发和适应市场竞争具有重要的影响, 是企业的重要智力资源, 是企业核心竞争力的一部分, 建立飞机制造工艺装备知识集成系统已成为企业的迫切需求。

2 建设方案

以民机部件总装工艺装备设计为对象, 深入分析飞机工艺装备设计过程, 综合应用知识工程等基本理论, 对工艺装备知识表示、推理、应用等关键技术进行系统研究, 在此基础上开发民用飞机智能化制造工艺装备设计知识集成平台系统, 提高飞机工艺装备设计的自动化、智能化水平, 使之成为飞机数字化制造的重要支撑。

具体实现以下目标:

2.1 工艺装备设计的规范化

建立各种信息数据的统一术语、符号、代号和文件格式, 包括工艺装备信息标准化、工艺装备内容标准化、工艺装备参数标准化、工艺装备资源标准化和工艺装备规程典型化, 使设计人员在设计过程中有章可依, 同时又可以尽量的避免人为的错误, 提高设计质量与效率。

2.2 工艺装备设计的快速化

开展工艺装备标准化及工艺装备基础数据的准备工作, 积累大量的标准工艺或典型工艺, 进行产品的分类编码工作, 形成快速设计的数据基础。

2.3 工艺装备设计的智能化

分类整理、保存工艺装备知识, 建立知识关联模型, 并能够利用这些知识给出工艺装备设计人员一些比较合理的选择, 从而大幅度的减轻劳动强度。

2.4 工艺装备设计的多样化

工艺装备文件种类繁多、数据类型多样、处理符号各异, 在统一的大数据设计环境中无差别的处理这些设计信息, 并能实现对后续工艺装备设计信息表现形式进行持续的支持。

3 实施方案

民用飞机智能化制造工艺装备设计知识集成平台系统围绕工艺装备全生命周期展开, 其实施主要包括四个阶段内容。

3.1 民机制造工艺装备设计知识的分级分类收集与分析

将工艺装备数据分为工艺装备基础知识、工艺装备设计知识、工艺装备管理知识、工艺装备情报知识四大类, 再分层次进行分析, 建立工艺装备设计知识分类标准。

3.1.1 工艺装备基础知识库

主要包含作为一名合格设计员, 需掌握或了解的基本内容。包括民机制造工艺装备应知应会知识、相关软件使用手册等。

3.1.2 工艺装备设计知识库

为整个数据库的核心内容, 主要包含在工艺装备设计过程中所需及所产生的工艺装备文件等。包括大量的标准工艺装备或典型工艺装备、工艺装备技术准备过程、零件加工/制造工艺能力等。

3.1.3 工艺装备管理知识库

主要包含为管理工艺装备数据所需及所产生的数据库[2]。包括工艺装备流程管理、构型管理、过程质量管理等。

3.1.4 工艺装备情报知识库

主要为新技术、新材料、新工艺等研究, 意欲与时俱进保持先进。包括并行设计及先进制造技术、复合材料工艺装备等。

3.2 民机制造工艺装备设计知识标准化表达与关联模型的建立

3.2.1 工艺装备设计知识标准化表达

通过资源分类规范化和资源描述规范化, 将获取到的知识以一种计算机可以识别和接受的数据表示结构, 有利于各种统计汇总工作的进行, 使工艺装备知识能被有效的利用和管理。

3.2.2 民机制造工艺装备设计知识关联模型建立

从不同视角找出各类工艺装备知识内和各类间的内在关联关系。在考虑产品设计过程中不同的工作流阶段所具有的特有性质的情况下, 根据工艺装备数据间的映射规则, 建立相互间的关联关系, 组成一个有机的整体, 完成知识在工艺装备设计过程中的传递和转换[3]。

3.3 民机制造工艺装备设计知识的检索与推送技术

3.3.1 知识检索

将自动或利用人机交互方式从工艺装备知识库中检索潜在可用的知识, 并根据相似度评价准则进行评估, 从中确定若干候选知识, 使设计人员可以根据专业迅速定位到所关心的知识, 方便用户查找自己所关心的知识。

3.3.2 知识推送

对工艺装备问题描述进行结构化分析, 提取出结构化语义信息 (如设计案例、设计规则或设计规范等) , 再将查找得到的多个知识项按照对解决这类问题的有效性进行排序, 完成知识的自动推送。

3.4 智能化民机制造工艺装备设计知识集成平台系统开发

构建民用飞机智能化制造工艺装备设计知识集成平台系统, 具备工艺装备设计知识的存储、查询、推送和维护等功能, 并集成工艺装备设计、工艺仿真、制造执行等系统, 实现贯穿飞机工艺装备的设计、制造和经营管理活动全生命周期的知识共享。图1为模拟的应用场景, 可通过系统后台访问及调用数据系统的数据, 从中获取工艺装备术语、方法参数、材料性能、制造设备等资源。

4 结束语

民机工艺装备设计是一项技术性、经验性非常强的工作, 所涉及的范围十分广泛, 用到的信息量相当庞大, 并与具体的生产环境及个人经验水平密切相关。本文提出的通过构建大数据环境下的民用飞机智能化制造工艺装备设计集成系统, 能提供较好的手段和方式来保留设计人员的知识与经验, 避免企业知识资源的浪费和流失, 同时提高工艺装备设计的效率和自动化水平, 具有实际应用价值。

参考文献

[1]范玉青.现代飞机制造技术[M].北京航空航天大学出版社, 2001.

[2]裘建新, 王晰巍, 范晓春.协同产品设计中计算机辅助设计系统与产品数据管理系统的信息集成[J].吉林大学学报, 2005 (05) .

民用飞机设计 篇9

某主流型号飞机的货舱门为典型的堵塞式货舱门,如图1所示,当舱门关闭时,舱门的多个触块和门框上的止动块接触,在舱内增压时,后者限制前者运动,从而保证机身舱的气密性。一般情况下,这种堵塞式舱门在开启时必须向内开启,为了保证舱门能正常开启,舱门开口区域无法装货,使得有限且珍贵的舱内空间无法用于商载。

该舱门的门框开口,也采用了传统的“井”字形加强结构设计。门框止动块安装在开口左右两侧的边框上,在飞行过程中承受舱门传递的气密压力,此载荷一方面导致门边框受弯严重,另一方面由于止动块设计时不可避免地相对于其支持结构(门框)存在偏心,导致门边框受扭严重,所以此设计在门开口框两侧设置辅助加强框,利用内蒙皮形成扭力盒,承受此扭矩。因为此受力形式,该货舱门横梁设计较强而环向梁较弱。由于机身壁板开口,为了保证机身壁板航向的承载能力,必须将门框上下槛梁进行加强,传递航向载荷。该舱门铰链在飞行过程中,并不是主要承力构件。

另一主流型号飞机的货舱门/门框设计,与前一种截然不同,见图2。为了充分利用货舱空间,将舱门设计为外开式。因为若将舱门设计为外开式,要么采用一套极其复杂的机构,使得舱门的触块和门框的止动块错开,从而实现舱门向外打开,要么必须放弃触块/止动块的结构形式,采用其它方式实现舱门关闭并锁死。该型号飞机采用了挂钩式货舱门。因为门框左右两侧为弧形但上下边缘为直线,所以该货舱门设计为为上下打开,为了确保在货物装卸时不至于碰伤舱门结构,所以货舱门采用上开式,门上缘与门框上槛梁采用铰链连接,下缘与下槛梁采用挂钩连接。此设计方案,使舱门在机身受载变形时,能够限制门框上下槛梁的相对变形,从而参与全机环向受力。同时,此设计还有一个好处,舱门左右两侧不需要设置触块,从而使得门左右边框受力较传统设计大大减弱,且不需要设置辅助框承扭。所以该货舱门框左右两侧均无需刻意设置辅助框,且门框区域不需要内蒙皮,从而保证了结构的开敞性,便于结构装配和维修。由于机身壁板开口,与前一种货舱门框一样,为了保证机身壁板航向的承载能力,必须将门框上下槛梁进行加强,同时也可以承受舱门参与全机受力的载荷,提高结构利用效率。

在机身受俯仰弯矩时,由于门框开口,导致机身截面剪心的突变(不连续),从而导致机身开口区存在附加扭矩,需要壁板结构通过参差变形来协调,而这种参差变形导致前货舱门框开口前下侧受载最为严重,如图3所示。所以,一般来说,机身货舱开口一般设置为3.5个框距,货舱开口前边框一般布置在框间,从而使得该门边框和附近的框一起承载,提高结构效率和利用率。

对于传统式舱门和挂钩式舱门,现代飞机设计中仍然都一直应用,为了保证气密性,舱门需按刚度设计。传统式舱门机构简单,可靠性强,但与之匹配的“井”字型门框,重量大,结构利用率不高,在局部区域可能存在装配困难的问题。挂钩式舱门,机构相对复杂一些,但依然被各飞机设计公司广泛采用,虽然曾有民用飞机挂钩式货舱门空中自动打开的事故,但是系开门系统故障所致,且挂钩式舱门技术目前已完全成熟,与之匹配的门框,充分利用舱门为刚度设计的特点,让舱门参与机体结构受力,使得门槛能够大幅减重。同时,不管采用何种舱门设计方式,在飞机设计的概念设计和初步设计阶段,应充分考虑开口参差弯曲的影响,对舱门开口进行合理布置。

本文利用对两大主流机型的货舱门设计的理念和受力方式的解读,深入阐述了两种设计各自的优缺点,并通过有限元分析阐明了货舱开口位置的关键性,供飞机设计师在飞机概念设计和初步设计时使用。

摘要：在民用飞机机身结构设计中,舱门/门框结构设计是飞机设计的难点之一。舱门/门框可以根据其功能、大小、受力形式的不同分为不同的类型,在其结构设计时,需考虑舱门自身特点,优化其受力形式,在满足其功能的前提下,节省结构重量。本文通过对比现在两大航空公司的典型的货舱门设计,结合飞机设计实际经验以及相关资料,阐述不同类型舱门的设计理念和力学原理,为航空器结构设计师们拓宽思路。

关键词：机身结构,舱门,门框,力学原理

参考文献

[1]牛春匀著;程小全译.实用飞机结构工程设计.航空工艺出版社,2008:562页.

民用飞机设计 篇10

民机的进近着陆阶段是事故多发阶段, 也是最复杂的飞行阶段。由于这一阶段飞行高度低, 所以, 对飞机安全的要求也最高, 尤其在终端进近时, 飞机的所有状态都必须高精度保持, 直到准确地在一个规定的点上接地。对民机着陆, 目前世界上主要有仪表着陆系统、微波着陆系统、全球定位系统三种方式。

仪表着陆系统目前发展比较成熟, 但存在着智能提供单一而又固定的下滑道、波束覆盖区小、多径干扰严重等缺点;微波着陆系统主要优点是导引精度高、比例覆盖区大, 能提供各种进场航线和全天候导引功能, 但造价高, 地面和记载设备要求高, 换装代价较大, 发展受到限制;GPS是美国军方研制的卫星导航系统, 是继惯性导航之后, 导航技术的又一重大发展, 具有全球、全天候定位能力、军用信号定位精度高、应用范围广和相对造价低的优点, 但也存在由于受到人为干扰时误差较大的缺点。

本文对仪表自动着陆系统进行了控制律设计, 由于在着陆阶段, 飞机的高度和速度变化范围较小, 因此采用小扰动方法将飞机的非线性运动方程进行线性化处理, 从而利用简化后的线性模型进行运动分析和控制律设计。另外由于飞机自身的对称性, 在进行线性化过程中可以将纵向和横侧向进行解耦, 分别进行控制律的设计, 最后通过综合验证, 完成自动着陆系统的控制律设计。

仪表纵向自动着陆控制律设计

纵向自动着陆控制律包括内环电传增稳控制和外环俯仰角控制、下滑着陆航迹控制, 同时需要控制发动机调节速度, 所以纵向仪表自动着陆控制为姿态和航迹的综合控制。设计时需要先设计电传增稳控制律, 保证飞行稳定和驾驶员操纵的飞行品质, 再设计俯仰角跟踪回路以及纵向航迹跟踪保持控制回路。纵向自动着陆系统结构框图见图1所示。

(1) 内环纵向电传增稳控制系统

由于飞机在高速飞行时, 乘客主要感受法向过载的变化, 而在低速飞行时, 主要感受俯仰角速率的变化, 因此在考虑纵向飞行品质时, 采用C*准则, 即综合考虑飞机的法向过载和俯仰角速度进行内环电传纵向增稳的设计。纵向电传增稳控制采用C*显模型跟踪进行最优二次型设计, 该设计兼顾了飞机的操作品质和乘客舒适性, 满足了飞行品质的要求。包含全状态反馈的闭环控制增稳系统结构框图见图2所示。

(2) 俯仰角跟踪控制系统

俯仰角跟踪控制系统用于对飞机俯仰角进行控制, 能够根据飞行状态的需要将飞机保持在给定的俯仰角。作为飞机纵向航迹控制的内环, 其性能是保证自动着陆各阶段航迹精确跟踪的基础, 应实现对俯仰角指令快速、平稳的跟踪。俯仰角跟踪控制系统以纵向电传控制增稳系统作为内环进行设计, 采用了比例积分控制, 结构框图见图3所示。

(3) 速度保持与控制系统

飞机在自动着陆过程中, 需要精确控制着陆速度, 应采用自动油门系统实现速度保持与控制。着陆航迹偏差通过升降舵来进行修正, 而自动油门系统主要用来补偿着陆航迹跟踪过程中带来的速度偏差, 使速度保持在规定范围内。速度保持与控制系统结构框图见图4所示, 采用了比例积分控制。

(4) 定高控制系统

飞机自动着陆初始阶段即为定高阶段, 定高环节采用俯仰角控制环节作为内环, 对给定高度指令进行跟踪, 当偏离指定高度时, 飞机会自动调节飞行姿态, 爬升或下降到指定飞行高度。飞机定高平飞至截获下滑波束后转入下滑控制阶段。定高控制系统以俯仰角控制为内环, 反馈高度信号进行控制, 其结构框图见图5所示。

(5) 下滑波束导引系统

飞机着陆截获下滑波束后, 开始进入下滑线跟踪阶段。下滑波束导引系统通过建立航迹倾角∆u与波束偏差角Γ的关系, 构建对应反馈控制环节, 使飞机在下滑阶段能够自动修正偏差, 精确跟踪下滑线。

本文设定下滑波束线的仰角为3度, 航迹倾角∆u和波束偏差角Γ间的运动学关系见图6所示。

下滑波束导引系统以俯仰角控制系统为内回路, 利用下滑耦合器调节飞机姿态, 使波束偏差角最终为0。下滑波束导引系统下滑耦合器结构框图见图7所示。

(6) 拉平控制系统

飞机在垂直平面内, 从下滑过渡到实际着陆点的纵向运动轨迹称为拉平轨迹。自动着陆需要设计拉平控制律, 将下滑时的垂直速度减少到允许的着地速度, 使飞机平稳、安全接地。本文选取的拉平初始高度为15m, 采用指数曲线设计拉平轨迹, 公式为:

拉平控制系统也采用俯仰角控制系统作为内环, 通过改变姿态角来调整飞机的垂直下降速度, 拉平控制系统结构框图见图8所示。

使用Matlab/Simulink软件对纵向自动着陆控制系统进行仿真建模, 模型见图9所示。

仪表横侧向自动着陆系统控制律设计

横侧向自动着陆系统采用内环控制增稳、中环姿态控制和外环轨迹控制。在内环控制增稳回路的基础上, 中环姿态控制回路跟踪飞机姿态控制指令;外环飞机侧偏距控制回路消除在飞机着陆阶段相对于跑道中心线的侧偏距, 横侧向自动着陆系统结构框图见图10所示。

(1) 横侧向增稳控制

横侧向增稳控制主要是从增强稳定性和使滚转角与侧滑运动解耦的角度进行设计, 包括增稳控制以及前馈控制, 横侧向增稳控制结构框图见图11所示。

本文采用特征结构配置方法通过侧滑角β、滚转角速率p、偏航角速率r和滚转角φ反馈信号产生副翼和方向舵指令, 以使飞机具有良好的飞行品质。前馈控制用来实现飞机对驾驶员指令信号的快速跟踪以及滚转与侧滑运动的静态解耦。

(2) 横侧向姿态控制

横侧向姿态控制的基本要求是实现滚转角和偏航角的快速、精确跟踪, 采用模型跟踪最优二次型设计方法进行横侧向姿态控制, 其结构框图见图12所示。

(3) 侧向波束导引系统

侧向波束导引系统是将飞机偏离航向信标台发射的无线电波束中心线的信号通过耦合器变为滚转控制指令, 输给自动驾驶仪的侧向通道, 操纵副翼偏转来改变航迹方位角χ, 修正飞机水平方向上的航迹。即侧向波束耦合器与自动驾驶仪侧向通道耦合, 构成侧向波束自动控制系统, 自动修正飞机水平方向上的航迹, 使飞机对准跑道中心线飞行。

首先建立飞机侧向运动参数与波束偏差角λ之间的几何关系, 见图13所示。

图中:ψ为飞机纵轴偏离给定航向的偏航角;β为侧滑角;y为机偏离等信号线的侧向偏离;R为机重心到航向信标台的距离;λ为离波束等信号线的偏差角。

侧向波束耦合器是将波束偏差角信号转换为滚转指令信号的装置, 其控制律为PID控制, 公式为:

偏差角信号是使飞机稳定在高频无线电波等强度线上的基本信号, 积分信号用来消除静差, 角速率信号用来改善稳定性。综上分析, 侧向波束导引系统结构框图见图14所示。

使用Matlab/Simulink软件对侧向自动着陆系统进行仿真建模, 模型见图15所示。

仿真与分析

利用Matlab/simulink建模的自动着陆控制律模型软件对B747飞机的自动着陆过程进行仿真, 采用Matlab/GUI搭建的自动着陆系统仿真软件界面见图16所示。

在自动着陆系统仿真软件界面中设置飞行初始条件、环境参数及控制参数, 然后点击开始仿真按钮运行仿真模型, 本次设置的参数见表1所示。

自动着陆仿真曲线见图17至图25所示。

从上述飞机着陆曲线可以看出, 所设计的自动着陆控制律可以实现飞机对理想着陆轨迹的精确跟踪。整个着陆过程中滚转角、俯仰角、偏航角变化值都不大, 且振荡次数很少, 飞机姿态变化平稳, 对于民机来说, 具有较好的乘坐舒适性。飞机接地时, 俯仰角为3度, 主轮先接地, 符合实际着陆情况。

另外在定高段和下滑段, 采用自动油门系统进行速度保持, 因此能够将飞行速度控制在75m/s左右, 图中显示速度控制误差范围不超过1m/s。在拉平段飞机适当减速, 由75m/s平稳过渡到72m/s, 确保飞机平稳、安全的着陆。

结语