民用运输类飞机（共6篇）
民用运输类飞机 篇1
在民用运输类飞机的飞行过程中, 空速、高度、垂直速度等大气数据参数至关重要, 不仅直接影响驾驶舱飞行员对飞行状态的认知和对飞机的操纵, 也影响到相关机载系统的功能/性能计算, 尤其现代飞机广泛采用电传飞控和自动驾驶仪, 其会影响飞机整机功能正常和安全性。
飞机的飞行速度指向气流方向, 而气动力与速度的平方成正比, 因此速度是飞行力学中一个很重要的变量。飞机是在特定的速度下进行起飞、爬升、巡航、进近和着陆, 不同的速度表示的意义是不同的, 如指示空速 (IAS) 、当量空速 (EAS) 、真空速 (TAS) 、地速 (GS) , 马赫数 (M) 等。这些参数不能直接被机载传感器测量得到, 而是通过飞机上安装的大气数据传感器测量飞机周围的大气压力 (全压和静压) 等信息, 根据特殊的计算公式在大气数据计算机中计算得到, 并转成电信号, 输出给驾驶舱显示系统, 以及其它交联机载系统。
1 各种速度的定义
(1) 指示空速, Indicated Airspeed (IAS) , 这个速度参数是大气数据系统测量出来的外部动态气压显示的速度值, 即飞机和空气相撞的速度, 直接显示在驾驶舱空速显示器上。通过静压源位置误差修正以后得到的指示空速又叫校准空速 (CAS) , 提高了精度。
VIAS2=2×q/ρ (q是大气数据系统测量出来的空气动压, 即总压P0与静压Ps之差, ρ是当前高度的大气密度) 。
(2) 真空速, True Airspeed (TAS) , 即飞机事实上在空气中移动的速度, 也就是经气压换算成海平面高度的指示空速。
TAS=IAS× (T+绝对温度×P0) / (T0+绝对温度×P) , T0和P0分别是标准海平面的大气压和温度值
(3) 当量空速, Equivalent Airspeed (EAS) , 由于不同高度的空气密度是不同的, 所以以海平面空气密度ρ0为标准就得出EAS当量空速。因为这里ρ0是固定的, 所以EAS只跟动压q有关。飞机机体结构强度限制基本上只受空气压力的影响, 因此飞机机体强度限制速度用EAS来表征。
EAS=[TAS2/ ( (ρ0/ρ) × (T/T0) ) ]0.5, ρ0和T0是标准海平面的空气密度和标准温度。
根据这个公式, 在飞机爬升的时候, 空气密度ρ变小, TAS增加;周围温度下降, TAS下降。一般可以用每增加1000英尺, IAS就多增加2%来估算TAS。在海平面时,
(4) 地速, Ground Speed (GS) , 实际对地速度, 即飞机相对地球表面飞行的速度, 无风时等于真空速。
(5) 马赫数, Mach (M) , 就是真空速与音速的比值, 温度越高, 音速越快。因为音速仅仅与温度有关, 因此M数类似EAS, 主要表征空气动力学特征。
M=TAS/ (39* (273+SAT) 0.5) , SAT是指周围静止空气的温度。
2 现代大气数据系统及交联系统一般架构
在现在民用运输类飞机设计中, 大气数据系统一般包括全压/静压传感器, 总温传感器, 大气数据计算机及连接的全静压管路等。其中全压/静压传感器感受外界大气压力, 总温传感器感受外界大气温度, 并通过相应全静压管路及电缆传导给大气数据计算机 (ADC) 的压力感受及计算模块, 按照一定的计算公式和数据处理转换为指示空速IAS, 当量空速EAS, 真空速TAS, 马赫数M等, 输出数字参量给其它机载系统使用, 如电子飞行仪表系统EFIS, 综合处理系统IPS, 惯性基准系统IRS, 发动机仪表和机组告警系统EICAS, 失速保护系统SPS, 飞行管理系统FMS, 飞行控制系统FCS和中央维护系统CMS等, 并把这些信息显示在主飞行显示器P F D上。大气数据系统及交联系统框图如下图1所示。
3 使用指示空速和当量空速对系统影响分析
在按照适航规章CCAR25.1323和25.1325进行指示空速、气压高度校准过程中, 有一种方法是使用局部迎角Local AOA和当量空速EAS进行静压源位置误差修正, 这样可以忽略高度的影响, 得到符合适航法规要求的校准空速CAS (即精度提高后的IAS) 。由于EAS是IAS在空气压缩性修正计算后得到的, 因此IAS-CAS这一校准过程涉及到了变量的反复迭代, 会产生延时和迭代误差。具体过程如下图2所示:
由于大气数据计算机ADC经过静压源位置误差SSEC校准后直接得到了准确的当量空速EAS, 此参数可直接通过ARINC429信号发给所有交联系统使用, 此时实时性和准确性 较好 。E A S和I A S在高度低 于10000ft时, 两者值差别不大。但当高度高于10000ft时EAS与IAS差异不能忽略, 高度越高, 速度越大, 两者差别越大。如35000ft, 0.82M时, EAS比CAS小15knot左右, 不容小视。就此情况下, 对各机载系统的影响初步分析如下:
主飞控系统: 飞控基本控制率使用的速度是IAS, 且空置率的增益随着IAS的增大而减小。在试飞过程中, 若控制律的输入是当量速度, 则输出的控制律增益将大于设计值, 从而使得实际的舵面偏度大于设计值, 因此有可能超出舵面载荷限制的极限偏度, 带来安全隐患 。
高升力系统: 襟缝翼的标牌速度使用的是IAS。放襟翼最大高度为20000ft, 因此若高升力系统的速度输入为EAS, 则有可能出现在大于标牌速度的情况下进行襟/缝翼收放, 带来安全隐患。
导航系统:PFD上显示的是IAS, 地形提示与告警系统 (TAWS) 、飞行管理系统 (FMS) 和气象雷达WXR等需要IAS作为输入, 用于各自计算。若该输入变为EAS, 则可能导致飞行员参考了错误的空速数据, TAWS, FMS和WXR等计算也会出现偏差, 降低安全裕度。
自动飞行系统 (包括失速保护系统) :其算法使用的是IAS和TAS。自动飞行控制系统主要使用ADC ARINC429总线的205、206、210三个label作为M数、IAS和TAS输入;失速保护系统主要使用ADC 429总线的206label作为IAS的输入。如果这些label实际给出的是EAS, 则自动飞行控制系统需要重新进行飞行调参试验, 马赫数配平功能也需更新性能参数。地面当IAS达到80节若干秒钟后, 失速保护系统启动失速保护功能, 因此如果实际使用了EAS, 则可能会推迟启动失速保护功能。
动力装置系统: 动力装置系统的推力管理的输入速度为IAS, 空中起动包线的边界速度也 是IAS 。在试飞过 程中 , 若使用EAS作为推力管理的输入, 则发动机实际输出的推力值将小于设计值, 虽不影响试飞安全, 但将影响发动机性能飞行试验的有效性。
电源系统 : 对于电源 系统 , 速度仅与RAT系统的使用有关。由于RAT系统需进行结构强度试验, 因此确定的释放RAT速度应不大 于E A S的某个值 。但由于释 放RAT时, 高度均低于10000ft, 此时EAS和IAS差异不大, 因此对电源系统无影响。
4 结语
大气数据系统设计是民用运输类飞机设计集成的核心组成部分, 直接影响到飞机的安全性指标。该文简要介绍了大气数据系统几个重要速度参数, 主要包括指示空速IAS, 当量空速EAS, 真空速TAS, 马赫数M等, 通过利用EAS和局部迎角进行静压源位置位差修正得到CAS (即精确的IAS) , 假设为保证解算的实时性直接使用EAS输出给
各机载系统, 进行各机载系统影响分析, 各重要机载系统响应各异, 一些系统功能将不能得到正确执行, 性能也将降低, 总的说来将降低飞机安全裕度, 造成安全隐患。
参考文献
[1]钟近曦.飞行力学中的几个速度[J].民用飞机设计与研究, 1988 (4) :15-18.
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[3]肖建德.大气数据计算机系统[M].北京:国防工业出版社, 1992.
[4]陈子玉.飞机飞行控制系统[M].北京:国防工业出版社, 1994.
民用运输类飞机 篇2
随着民用飞机的复杂性、综合和集成化的不断提高, 同时伴随民机市场的竞争越来越激烈, 飞机的安全性、测试性、故障诊断、故障隔离、故障预测和维护性等问题越来越受到飞机系统或设备供应商、飞机制造商 (OEM) 、特别是飞机客户关注。现代民机上主要采用中央维护系统 (简称为CMS) 来分析、监控、诊断或预测飞机故障, 以帮助维护人员工作, 保证飞机持续适航性和运行安全, 提高飞机的测试性、维护性和经济性等。通过该功能可以降低对维护专业人员要求、减小/缩短飞机维护时间、提升飞机签派率, 最终降低飞机维护和运行成本以及提高飞机的经济性, 同时通过识别反复出现的故障和趋势支持提高可靠性, 防患于未然。
测试和调整功能 (Test And Rigging, 简称为TAR功能) 是集成于CMS的一个必不可少的子功能, 通过人机交互的模式实现各个成员系统 (将使用TAR功能的飞机非航电机载系统称为TAR功能成员系统) 自身调整、自检测 (BIT) 、详细故障信息查看、清除历史数据、软件构型信息与系统状态信息查看等。TAR功能各成员系统需基于自身系统复杂和重要程度以及自身特点, 决定并负责实际实现各自系统的TAR功能。CMS作为该功能的集成者, 主要为各系提供通用、统一的交互方式和入口, 并显示测试和调整结果。由于该功能采用交互的方式、各成员系统TAR功能相对独立且具体负责逻辑实现, 通常将与各系统相关的TAR功能称为各系统TAR功能。
中国民用运输类飞机起步晚, 且发展比较缓慢, 国内对于TAR功能的认识、验证以及对CCAR25部相关适航条款的符合性等需要进一步研究。为此, 本文详细阐述空气管理管理TAR功能及其一种验证方法, 以为后续其他民用运输类飞机项目TAR功能设计、验证和符合性方法提供参考和建议。
1 空气管理系统TAR功能
1.1 空气管理系统TAR功能内容
飞机空气管理系统 (AMS) 由气源系统、空调系统、压调系统和机翼防冰系统组成, 空气管理系统控制器 (后续简称为控制器) 为上述四个子系统的综合集成控制器, 负责整个空气管理系统的控制和监控。
AMS TAR功能一般在飞机处于地面且制冷组件不工作的情况下才可以使用, 以保证飞机和系统安全性。该功能相对于其他成员系统的TAR功能相对简单, 不包含Rigging和从LRU的NVM (NonVolatile Memory) 数据下载和清除功能, 主要包含两方面的内容:测试系统参数和IBIT (Initiated Built-in-test) 。其中, IBIT包含控制器IBIT以及CPCS/ECS/WAIS/BAS IBIT。测试的系统参数举例如下:
a) 活门命令/位置状态信息;
b) 传感器数据, 若传感器超出范围将显示“--”;
c) 开关选择状态信息, 若开关位置错误将显示“--”;
d) 控制器软件构型以及其内部压力传感器温度;
e) 飞机状态信息, 比如飞机型别, 控制器识别、软件运行模式和货舱加热器选装。
1.2 空气管理系统与CMS之间TAR功能通讯架构
一般, AMS控制器与CMS之间按照ARINC 604协议进行通讯传输和处理以实现AMS TAR功能, 通讯架构见图2。随着综合化、模块化航电系统的发展, CMS软件和集成后的TAR功能XML将驻留在航电系统综合处理机柜 (Intermediate Processing Cabinet:IPC) 的通用处理模块中, CMS相关功能信息显示在多个功能显示器 (Multifunction Display:MFD) 上。AMS TAR功能通讯模式有两种:
a) 交互模式:控制器与CMS之间交互响应以执行测试操作和输出构型信息;
b) 自动模式:在控制器通道进入相应的具体测试操作或页面后, 控制器对应通道将自动自动更新MFD显示的信息。
实现AMS TAR功能主要条件:
a) 集成后的AMS XML:可以将其视为支持AMS TAR功能的机载数据库, 主要用于定义和提供TAR功能通讯和显示的一些信息, 比如LRU名称、设备ID (Equipment ID) , 页面名称、组件名称 (Component Name) 和组件类型 (Component Type) 等;
b) CMS软件:集成CMS的所有功能, 并在MFD上显示;
c) AMS控制器及其所含软件:AMS控制器软件主要负责实现AMS控制和监控, 其含具体AMS TAR功能逻辑实现。
1.3 空气管理系统TAR功能XML开发集成
通常, 用于支持TAR功能的ARINC 604协议以及XML的开发集成工具由CMS供应商或飞机主制造商应提供, 这样可以确保TAR功能各成员系统能够按照正确统一的要求开发XML和各系统软件相关TAR功能代码。AMS供应商基于统一的XML开发工具开发分别适用于AMS控制器各个通道的XML, 同时还需按照ARINC 604协议要求开发AMS控制器软件所含的TAR功能相关软件代码。飞机制造商使用XML集成工具将TAR功能成员用户的XML集成为飞机级TAR功能 (含AMS XML) , 以用加载到试验室或飞机上进行TAR功能试验。各个成员系统的XML和TAR功能相对独立, 互不影响, 这保证各成员系统可以独立进行TAR功能验证。AMS TAR功能XML开发集成大致步骤如下:
2 空气管理系统TAR试验验证方法
由于TAR功能需要专门的XML支持以及各成员系统TAR功能的差异性, 若要各成员系统供应商对TAR功能XML和整个环节TAR功能进行验证, 则需要AMS供应商具备航电相关试验平台软硬件等, 试验成本和难度很大;反之, 若要CMS开发商进行全机TAR功能XML和整个TAR功能环节验证 (含AMS) , 则CMS供应商需要拥有所有各成员的各相关试验平台软硬件等, 试验成本和难度更大, 因此通常该验证工作由飞机主制造商负责。
由于一般民用运输类飞机TAR功能为DAL E级, 且通常作为民用运输类飞机机载软件和数据库符合性方法的DO-178B对DAL E级机载软件和数据无要求, 因此申请人无需针对XML对DO-178B符合性开展专门验证工作。依据中国民航要求, 运输类飞机必须满足CCAR25部要求, 申请人为验证AMS TAR功能满足设计要求, 特别表明符合适航相关条款要求, 可采用如下验证方法或组合。
2.1 申请人试验室研发试验
申请人应在试验室进行研发试验, 以进行整个AMS TAR功能测试 (含AMS控制器软件逻辑、传输以及最终显示结果) , 用于验证TAR功能的正确性和保证飞机安全。AMS TAR功能试验室试验方式见图4。由于试验室试验可模拟较全面的输入, 特别是能够模拟AMS一些非正常构型或状态, 比如开关故障、客舱高度告警、传感器超出范围等, 这相对于机上试验容易、成本低、且安全。
2.2 申请人机上研发试验
由于试验室并非飞机真实构型以及试验条件的部分限制, 特别是当运行AMS IBIT测试时, 根据AMS TAR功能控制逻辑设计, 需要相关系统设备动作 (比如活门等) , 这些需要在飞机上进行相关试验才能够真实验证, 因此AMS TAR功能要进行必要的机上研发试验。机上研发试验与试验室试验应在试验目的、内容上有所不同并各自有其侧重点。
2.3 表明符合性机上地面试验 (简称为MOC5)
由于国内目前民机取证经验欠缺, 特别是考虑申请人试验室及人员资质条件, 上述3.1和3.2节描述的TAR功能验证方法仅为申请人自己的研发试验, 因此为满足条款要求还需进行专门的AMS TAR功能表明符合性MOC5试验。MOC5试验前试验大纲和试验构型需获得局方批准, 试验前局方需进行机上制造符合性检查。试验后的试验报告及试验结果应能表明AMS TAR功能符合设计要求、试验满足大纲判据, 并最终需获得局方批准试。
3 结束语
本文概述了民用运输类飞机空气管理系统TAR功能、通讯架构、XML开发集成以及验证方法。对于TAR功能过验证方法, 由于项目及其主制造商和供应商责任分工的差异性, 不同的运输类飞机项目申请人采用的TAR功能验证方法可能不同。随着国内对民机研制规律认识的不断深入以及经验的不断积累, 若申请人相应的试验构型和人员资质能够获得局方认可, 且在申请人与局方就TAR功能符合性验证方法达成一致前提下, 若申请人在进行研发试验室和机上地面试验室前相关试验大纲获局方批准, 则申请人的研发试验室和机上地面试验可并行视为局方表明符合性试验, 这样可以避免重复进行TAR功能表明符合性MOC5试验, 这在一定程度能够节省项目研发进度和成本。
参考文献
[1]陈雯.先进的中央维护系统[J].民用飞机设计与研究, 2010 (1) .
[2]赵瑞云.民用飞机机载维护系统的中央维护功能[J].中国民航大学学报, 2008, 26 (5) .
运输类飞机应急放油系统设计 篇3
大型运输类飞机由于航程的需要, 载油量通常为几十甚至上百吨, 考虑到燃油消耗导致的重量减轻, 通常大型飞机的最大着陆重量设计得比最大起飞重量小很多。因此, 如在起飞过程中或在起飞后不久发生严重失效, 大型飞机为了达到迅速减轻自身重量, 进而安全着陆, 通常会设有空中应急放油系统, 它是保证飞机安全的重要措施。
根据运输类飞机适航标准关于应急放油系统的描述, 应急放油系统的设计在进行相应的飞行试验时, 必须能表明:1) 应急放油系统及其使用无着火危险;2) 放出的燃油应避开飞机的各个部分;3) 燃油和油气不会进入飞机的任何部位;4) 应急放油对飞行操纵没有不利影响。飞机应急放油时放出的燃油会对环境造成较大的污染, 为了避免对地面造成影响, 应使放出的燃油在空中完成雾化的过程。为了使应急放油系统的设计能满足上述要求, 放油口的布置方式至关重要。应急放油系统的设计方案需要有数值仿真或试验模拟来进行验证。试验模拟将耗费大量的人力、物力, 同时放出的燃油对环境亦是比较大的污染。相比之下, 数值仿真的方法可以以更低的成本达到验证设计的目的。
应急放油系统方案
飞机应急放油系统的功能是:飞机在飞行过程中, 按规定要求, 在给定时间内, 释放一定数量的燃油, 以迅速减轻自身重量, 达到安全着陆、爬升目的。某型飞机应急放油系统右侧原理图见图1, 左侧与右侧完全对称。
应急放油系统由下列各部分组成:应急放油泵、应急放油开关和应急放油管路。左右两个应急放油出口位于每一机翼的后缘, 这种设置与传统的翼下安装发动机的设计相匹配, 并且由于采用了两个对称的放油口, 在整个放油过程中, 飞机将保持良好的横向平衡, 从而说明应急放油对飞行操纵没有不利影响。
应急放油系统计算
应急放油系统计算分为管内流动计算及燃油从放油口流出后在空气中流动雾化计算两部分, 分别应用Flowmaster和Fluent商业软件对其计算分析。
应急放油管内流计算
应急放油系统管内流计算包括以下内容:1) 管径计算;2) 系统放油计算。
管径计算
根据应急放油系统要求:15min内放出4000kg燃油。因此, 油箱一侧需要在15min内放出2000kg燃油。
Q=2000kg/15min=0.002867m3/s, 根据设计要求放油流速V≤7m/s。
应急放油管路最小内径计算:, 选取应急放油管径为Ф36×1。
系统放油计算
根据应急放油系统模型, 建立Flowmaster模型。计算边界设置为:1) 燃油选取RP-3;2) 管路粗糙度选取0.0025mm;3) 应急放油切断阀使用球阀元件;4) 放油口处外界大气压力设为0.1MPa, 并将该压力定为基准压力。
计算结果分析
经过计算, 15min总放油量为5308kg, 满足应急放油系统的15min放油4000kg的要求。正常应急放油整个系统管路内部最大流速为4.26m/s。左侧和右侧双泵的出口流量为230L/min至226L/min。通过以上计算结果, 可以得出正常应急放油下, 系统管路及成品满足应急放油系统设计要求。
应急放油管外流计算
计算网格
因飞机左右对称, 仿真模型采用半模型, 计算网格主体采用四面体非结构网格, 局部区域进行网格加密, 并在近壁面区域应用三棱柱网格, 网格总数约1500万。
计算模型
应急放油流场计算采用Fluent软件进行, 湍流模型选用k-ε模型, 数值差分格式选取中心差分, 近壁面流动通过自适应壁面函数模拟。
飞机应急放油时, 燃油以一定的速度从放油口喷出, 由于惯性, 油柱保持高速运动, 在大气摩擦力和自身重力的共同作用下, 迅速发生形变, 转而破碎成油滴, 大的油滴进一步碎裂成小油滴, 形成油雾, 是一个两相流过程。
目前有两种数值计算的方法处理多相流:欧拉-拉格朗日方法和欧拉-欧拉方法。在Fluent软件中的拉格朗日离散相模型遵循欧拉-拉格朗日方法。流体相被处理为连续相, 直接求解时均N-S方程, 而离散相是通过计算流场中大量的粒子, 气泡或是液滴的运动得到的。离散相和流体相之间可以进行动量、质量和能量的交换。随机轨道模型或颗粒群模型可考虑颗粒湍流扩散的影响。在随机轨道模型中, 通过应用随机方法来考虑瞬时湍流速度对颗粒轨道的影响。而颗粒群模型则是跟踪由统计平均决定的一个“平均”轨道。颗粒群中的颗粒浓度分布假设服从高斯概率分布函数。为了模拟油雾形成和扩散过程, 本文将采用多相流离散相模型 (DPM) 。
边界条件设置
在设置边界条件时:远场设置为压力远场;应急放油口设置为Particle Injection, 流量设置为2.22kg/s;机身结构设置为绝热固壁。
计算结果分析
经计算表明:放出的燃油在高速来流的影响下, 在放油口附近迅速发生破碎, 破碎后形成油雾, 较大的颗粒同气流的跟随性较差, 在重力作用下下坠, 而较小的颗粒, 随气流一起, 基本平行于机翼下表面运动, 且与翼面有一定距离, 因此, 可以认为放出的燃油不会污染机翼。另外, 破碎后的油雾粒径在10-5m-10-6m, 可以认为放出的燃油在空中已完成雾化, 不会对地面造成污染。
结束语
大型运输类飞机应急放油系统的设计是飞机在应急情况下安全着陆的保障。本文对应急放油系统进行了描述, 并提出了一种应急放油系统设计方案, 并应用计算仿真的方法对该方案进行了验证, 表明该方案管路及放油口布置设计合理, 满足相关设计要求, 可以为运输类飞机应急放油系统的设计提供参考。
民用运输类飞机 篇4
中国民用航空规章25部的1529条款、附录H和咨询通告AC-91-11要求的、飞机保持适航性必不可少的资料统称为持续适航文件。中国民用航空局航空器适航司规定, “凡在中华人民共和国登记注册和由中华人民共和国境内的单位设计制造或与其他国家和地区联合设计和制造的运输类飞机, 其型号合格证持有人应向中国民用航空局申报批准 (认可) , 并向该型飞机的使用人提供持续适航文件”。
2 适航规章要求
25.1529条规定:“申请人必须根据本部附录H编制适航当局可接受的持续适航文件。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前完成这些文件, 则这些文件在型号合格审定时是不完备的。”
附录H具体明确了持续适航文件的内容、编制要求及技术要求。
3 适航要求解析
3.1 基本要求
1) 持续适航文件作为型号合格审定要求的一部分, 应在此阶段进行编写和审查工作。
2) 在飞机交付或者首次颁发标准适航证之前, 持续适航文件应当获得局方的批准或认可。如果有计划保证在交付第一架飞机之前或者在颁发标准适航证之前完成这些文件, 则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
3) 飞机交付或者首次颁发标准适航证时向此型号飞机所有人或运行人提供持续适航文件。
3.2 持续适航文件的分类
1) 根据适航条款的规定以及手册的实际用途, 运输类飞机持续适航文件可分为维修类要求以及维修程序。
2) 持续适航文件中的每一类文件以多本手册的形式编制, 下述手册或内容需要局方批准:
(1) 维修要求类文件:适航性限制项目, 审定维修要求、EWIS手册等;
(2) 维修程序类文件:维修类手册、结构修理类手册、故障检查类手册;
(3) 系统描述类文件:系统说明文件、工具和设备说明文件;
(4) 总体性能类文件:重量平衡类手册;
(5) 其他。
3.3 其他要求
a) 每本手册都有便于使用者查阅、修订控制和了解其修订历史的手册控制部分, 其正文部分的编排和格式按照S1000D或ATA2200标准编写。
b) 规章明确了手册必须使用中文, 不过根据审查经验, 对于某项特殊的持续适航文件可用英文, 但需征求局方意见并获同意, 其准确性审核责任由申请方承担。
c) 各手册之间相互引用、引用国家或者行业标准、引用发动机、机载设备制造厂家单独编制的文件时, 必须保证内容的连贯性和协调一致, 并避免造成不便于使用的连续或者多层次引用。
4 规章符合性说明
根据CCAR25.1529条款及附录H, 根据以上所述条款要求, 可知25.1529条作为总则, 将持续适航文件的对应要求到了H分部的各个子条款中, 满足各子条款符合性说明文件, 即可满足1529条。CCAR25附录H其符合性说明文件类型分解如下:
a) H25.1所述为持续适航文件的范围及分发更改管理要求, 需要申请人明确型号飞机持续适航文件清单以及文件的分发管理规定;
b) H25.2所述为持续适航文件的编制要求及形式, 上述已说明国际上按ATA2200规范要求进行编制;
c) H25.3 (a) 为飞机维护手册或条款, H25.3 (a) (1) - (4) 分别对应维修类文件 (系统描述部分) , 发动机相关说明文件及维修类文件 (维修实施和程序部分) ;
d) H25.3 (b) 规定了维护说明书的要求, H25.3 (b) (1) - (4) 分别对应维修类文件 (维修实施与程序) , 系统说明文件及性能方面的重量平衡手册;
e) H25.3 (c) - (f) 主要说明了检查和修理的要求, 分别对应为维修类文件 (维修实施与程序) 、维修检查类文件、结构修理类文件;
f) H25.3 (g) 主要对应工具和设备说明文件。
5 总结
25.1529条所要求的符合性说明文件在25部所有条款的符合性说明文件中不算复杂, 但需要25部其他相关条款的技术支持及技术支持, 故进一步解析还有很多内容和技术要求值得研究, 既是型号飞机取证的最后关键一步, 也是为交付用户后利于飞机使用的关键要求。
参考文献
[1]CCAR-25-R4.运输类飞机适航标准[S].
[2]AP21-AA-2011-03-R4.航空器型号合格审定程序[S].
[3]AC-91-11.航空器的持续适航文件[Z].
民用运输类飞机 篇5
目前,APU系统已经成为运输类飞机的重要组成子部件,其主要功能是:在地面条件下,为飞机提供气源和电源;在空中应急条件下,为飞机提供备用气源和电源。进气系统作为APU系统的重要部件,其性能的好坏不仅对APU的装机性能和经济性有着极其重要的影响,不恰当的进气系统设计还会给飞机带来较大的阻力,可能引起进气系统与飞机外形气动干扰,影响飞机的气动控制,进而对整个飞机的整体性能造成影响[1]。
关于燃气涡轮发动机的进气道设计问题,目前国内外已进行了大量的研究[2,3,4,5,6,7],国外在APU进气系统方面的研究也比较深入[8],但国内目前还未就APU进气系统的设计和参数优化做深入研究。开展了运输类飞机APU进气系统的设计方法研究,提出了APU进气系统的性能参数优化准则和设计点选取方法,梳理了APU进气系统设计流程,建立相关的设计方法,并结合某型机APU进气系统性能试验结果对数值仿真计算精度进行分析,为今后运输类飞机APU进气系统设计提供参考和借鉴。
1系统性能参数优化准则
国内外相关资料表明[2,3,4],总压损失和流场畸变指数是评价燃气涡轮发动机进气系统的两个主要性能参数。虽然涡扇/涡喷发动机与APU同属燃气涡轮发动机,但两者进气口结构形式差异较大,其中APU本体一般设有集气室和滤网且具有整流作用(如APS2600和APS3200等)。与涡扇/涡喷发动机相比,APU进气系统流场畸变指数的指标要求更容易满足;故APU进气系统在构型优化过程中应将总压损失作为主要优化目标参数,并对流场畸变指数进行校核。
对于运输类飞机来讲,APU系统通常安装在起落架整流罩或机尾处,为了综合考虑APU进气性能对APU本体性能的影响,便于对APU进气系统的总压损失进行试验评估,建议APU进气系统的总压损失定义如下
式(1)中:Pt0为来流总压。
2系统设计点选取方法
由于APU工作包线范围较大,而且APU对进气流量需求受环境温度、高度和飞行马赫数影响较大;其次,APU进气系统在构型优化过程中的优化次数多,同一构型下性能计算点多,各计算点的性能仿真计算时间长。因此,系统设计点选取就变得极其重要,合理选取系统设计点不仅可以提高设计效率,还最终决定了APU进气系统构型优化结果。
考虑到运输类飞机APU系统主要在地面使用;同时,地面静止条件,相同APU进气系统构型下,通常折合流量越大,APU进气系统的总压损失就越大。因此,对于运输类飞机来讲,在工程设计中一般应将折合流量最大的APU地面工作环境条件作为系统设计点。折合流量计算公式[2]如式(2)
式(2)中,Tt为总温;Pt为总压;Tref为参考温度;Pref为参考压力;mt为Tt和Pt条件下的进气流量;m
3系统设计流程
APU进气系统构型优化工作量大,设计流程复杂,为了提高设计效率,减小设计成本,在两型运输机APU进气系统研制经验的基础上,总结归纳出运输类飞机APU进气系统的设计流程(详见图1),供运输类飞机APU进气系统设计参考。
4算例
4.1设计点选取
表1中给出了地面静止条件某型APU进气流量需求及对应标准大气条件下的折合流量,其中,H=4 500 m,T=209.88 K时,折合流量最大,因此将该APU地面工作环境条件作为APU进气系统的设计点。
4.2系统构型优化
某型APU布置在主起整流罩内,APU进气系统进口位置选取时综合考虑了附面层、主起整流罩型面、飞行条件下进/排气口的之间的压差、APU和主发动机的排气流场以及飞机排漏路径等影响因素,经多轮迭代优化后APU进气系统最终构型如图2所示。
4.3系统地面性能仿真计算
4.3.1 计算模型和网格划分
APU进气系统地面性能仿真计算模型在建模时综合考虑了APU集气室结构、机身型面、起落架整流罩型面以及地面对进气流场的影响,采用结构和非结构网格进行网格划分,并对压力梯度较大区域的网格进行加密,APU进气系统地面性能仿真计算模型网格划分结果见图3。
4.3.2 边界条件
APU集气室气流出口采用压力出口边界条件,并附加目标流量修正;APU集气室结构壁面、机身型面、起落架整流罩型面、APU进气系统结构壁面和地面采用无滑移壁面边界条件,其余表面均采用压力进口边界条件。
4.3.3 计算结果分析
选用标准k-ω湍流模型对APU进气系统地面性能进行了仿真计算,计算结果详见表2,其中表2中折合流量为流量计算结果折合到标准大气条件下的流量。
本文采用最小二乘法对表2中的总压损失和流场畸变指数DC随折合流量变化的函数关系进行拟合,拟合结果如图4和图5所示。
图4和图5结果表明:相同APU进气系统构型下,流场畸变指数DC和总压损失随折合流量增大而增大,因此,对于大中型运输机来讲,将地面静止条件下最大APU进气折合流量的APU工作环境条件作为设计点是合理可行的。
4.4试验结果与性能仿真计算结果对比分析
为了验证本文APU进气系统性能仿真计算的精度,根据环境压力为100 700 Pa,环境温度为27 ℃条件下APU进气流量的实测结果,对试验环境条件下APU进气系统的性能进行仿真计算,其中APU进气系统出口处各总压测点和静压测点的实测值和试验环境条件下性能仿真计算值对比结果详见表3。
表3的结果表明:各测点的总压性能仿真计算值与实测值的最大相对误差为0.48%,各测点相对误差的平均值不大于0.248%,因此,本文采用的性能仿真计算方法具有较高的精度。
5结论
对APU进气系统的性能参数优化准则和设计点选取方法进行了分析,梳理了APU进气系统设计流程,建立了相关的设计方法。并以某型机APU进气系统设计为例,对本文提出的设计点选取方法和设计流程进行了成功应用,通过计算分析和试验验证,结果表明本文提出的设计点选取方法和设计流程是可行的,性能计算模型是准确的。采用本文的方法和流程,可以大幅提高设计效率,降低设计成本,并满足工程应用的要求,从而为今后运输类飞机APU进气系统设计提供技术支撑。
摘要：开展了运输类飞机辅助动力装置(APU)进气系统的设计方法研究,提出了APU进气系统的性能参数优化准则和设计点选取方法,梳理了APU进气系统设计流程;并结合某型机APU进气系统性能试验结果对数值仿真计算精度进行分析,为今后运输类飞机APU进气系统设计提供参考和借鉴。
关键词：辅助动力装置,进气系统,总压损失,畸变指数
参考文献
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民用运输类飞机 篇6
经过多年的研究,国外在驾驶舱视界的设计和评估方面的研究已经相当成熟。美国联邦航空局( FAA ) 在1965年发布驾驶舱视界条款FAR 25. 773［1］,对运输类飞机的驾驶舱视界要求进行了明确规定。美国汽车工程师协会( SAE) 在1978年发布了AS 580B《驾驶舱内的驾驶员视界》。后来, SAE在1989年发布了ARP 4101 /2《驾驶舱内的驾驶员视界》［2］,取代了AS 580B。1993年,FAA针对FAR 25. 773条款所发布了咨询通告( AC) 25. 773-1 《驾驶舱视界设计》［3］,该AC为其相应适航条款提供了一些指导性的适航审定说明和符合性验证方法。然而,国内在驾驶舱视界的设计和评估领域的研究,和国外相比还是有一定的差距的。对于驾驶舱视界的研究,国内的研究主要是追踪分析国外驾驶舱视界条款的修订方法［4，5］、驾驶舱视界的适航性设计和验证方法［6］。针对驾驶舱方案设计阶段, 一些学者依据驾驶舱视界的适航规章要求,对驾驶舱风挡的构型设计做了相应的设计和分析［7—9］。然而,针对方案设计阶段驾驶舱视界的设计和评估,目前还没有一套比较完整的适航符合性验证评估方法。
本文针对适航条款CCAR 25. 773( a) ( 1) 对驾驶舱视界的要求,通过对比分析ARP 4101 /2和AC 25. 773-1,从清晰无障碍视界、着陆视界和视界障碍物三个方面对驾驶舱视界的适航符合性验证指标进行了总结。着重分析了无障碍视界范围和视界障碍物投影尺寸的测量方法,并通过VB对CATIA二次开发的方式编制成测量程序。对某型飞机三维驾驶舱模型的驾驶舱视界进行测量并做出适航符合性验证评估,并及时发现一些驾驶舱视界适航符合性验证相关的问题,从而尽早的对驾驶舱风挡构型设计进行更改。
1评估指标的确定
CCAR 25. 773条款是运输类飞机驾驶舱视界条款,自1985年颁布以来,先后在1995年和2011年修订。其中CCAR 25. 773( a) ( 1) 条款规定在无降水条件下,驾驶舱的布局必须给驾驶员以足够宽阔、 清晰和不失真的视界,使其能在飞机使用限制内安全地完成任何有机动作,包括滑行、起飞、进场和着陆。该条款虽然对驾驶舱视界进行了严格规定,但对“足够宽阔、清晰和不失真”的视界并未做具体说明。CCAR 25. 773( a) ( 1) 条款和FAR 25. 773( a) ( 1) 条款对驾驶舱视界具有相同的要求。依据CCAR 25. 773( a) ( 1) 对方案设计阶段的驾驶舱视界进行评估时,可参照ARP 4101 /2和AC 25. 773-1。
AC 25. 773-1和ARP 4101 /2均对驾驶舱视界测量基准、清晰无障碍视界、着陆视界和视界障碍物的规定做出详细说明,从而使驾驶舱视界的设计和评估更加具体化。AC 25. 773-1相对于ARP 4101 /2在视界障碍物的要求上做出了更加详细的规定,总结如下:
( 1) 设计眼位左20°和右20°视界范围之外的障碍物数量应保持最少,理想的情况应不多于3个。
( 2) 飞行员应能接受在从设计眼位向左80°和向右80°的范围内被另一飞行员挡住的情况,并且最好通过具有平均人眼尺寸63. 5 mm( 2. 5 in) 的双眼观察来消除障碍物。即要求障碍物的投影尺寸不大于眼间尺寸。
( 3) 飞行员可以在头向左或向右移动13 mm ( 0. 5 in) [在ARP 4101 /2中为32 mm( 1. 25 in) ]的情况下通过使用双眼观察来消除障碍物。
通过对AC 25. 773—1和ARP 4101 /2规定的内容进行详细的分析,可得驾驶舱视界适航符合性验证评估的指标,如表1所示。
驾驶舱视界的符合性验证通常采用评估和试验的方法,考虑飞机的各种运行情况,包括起飞、进近和着陆。可采用主观评价的方法来进行评估和实验数据的收集。评估可采用虚拟3D评估,试验采用模拟器试验和飞行试验［10］。本文针对CATIA虚拟三维环境中搭建的三维驾驶舱模型,依据驾驶舱视界的无障碍视界和视界障碍物的要求,对该模型驾驶舱视界的设计进行适航符合性验证评估研究。
2驾驶舱视界的测量
2. 1驾驶舱视界测量方法
2. 1. 1坐标系的确定
依据HB 7556. 2—2005［11］,如图2所示,驾驶舱坐标系原点定在机头最前端点O',O'X轴沿机身纵向设置,O'Y轴与O'X轴垂直沿机翼展向设置,O'Z与O'X和O'Y垂直,沿右手坐标系方向设置。驾驶舱视界测量坐标系依据AC25. 773-1中的要求建立,坐标原点为设计眼位E沿O'X方向84 mm处的点O, 且OX'、OY' 和OZ' 分别于O'X、O'Y和O'Z方向设置相同。设OX'Y' 平面为驾驶舱视界测量的水平基准面,OX'Z' 为垂直基准面。
2. 1. 2方位角和俯仰角的测量
驾驶舱视界的方位角是在水平基准面内旋转眼位相对于垂直基准面的夹角,俯仰角是经过旋转眼位和头部旋转轴的平面内旋转眼位和风挡边界点连线与水平基准面的夹角,如图3所示。
在测量驾驶舱视界时,通常在风挡边界上取一定数量的点P3D{ P1,P2,…,Pn} ,利用风挡上点和头部旋转轴确定的平面与设计眼位旋转轨迹求交,可得该风挡上的点所对应的旋转眼位点E',然后将这两个点连线,同理可得到N条空间直线E1P1,E2P2, …,EnPn作为视界矢量。设第M个视界描述点空间坐标为Pm( xm,ym,zm) ,相对应的旋转眼位点的空间坐标为Em( xe,ye,ze) ,则直线EmPm的方位角 αm为EmPm在水平基准面的投影与垂直基准面的夹角,俯仰角 βm为EmPm和水平基准面的夹角。
因此,方位角和俯仰角可通过以下方程求解:
当xm< xe时
当xm> xe时
当xm= xe时
2. 1. 3视界障碍物投影尺寸的测量
观察外部视野时,飞行员会受到风挡中立柱、前立柱、侧立柱等视界障碍物的影响。相关的适航标准对视界障碍物的数量和尺寸做出了严格规定。视界障碍物的投影尺寸指的是障碍物在垂直于飞行员视线所在水平面的竖直平面上的投影尺寸,如图4所示。
设障碍物两端点在水平面的投影分别为Z1( x1,y1) ,Z2( x2,y2) 。假设LOZ1小于LOZ2,则在LOZ2上取点Z'1( x3,y3) ,使LOZ1等于LOZ1',如图所示。因而障碍物的投影尺寸可通过以下方程求解:
因而,根据LOZ1和LOZ2的不同大小关系,可分别得到不同的障碍物投影尺寸的求解方程,在此不再赘述。
2. 2驾驶舱视界的测量程序
本次三维驾驶舱模型的驾驶舱视界的测量是在CATIA环境中进行的,如果手工对三维环境中N条视界矢量的方位角和俯仰角测量,绘图工作量大而且具有重复性、数据的记录及后续数据的处理特别杂乱且易混淆,还涉及大量的数学计算。由于CAT- IA是一个OLE自动化对象服务器,任何能访问COM对象的程序或脚本都能访问CATIA对象并对其进行操作［12］。因此应用CATIA二次开发技术, 通过VB编程来访问CATIA对象,实现自动化测量和计算。
在CATIA虚拟环境下,通过在三维驾驶舱模型上选取点的方式创建和当前风挡模型相同的外形曲线新零件,并对该曲线进行等分画点。然后根据输入的设计眼位坐标,建立AC 25. 773-1中的测量基准,并测量风挡上所有等分点的空间坐标。按照2. 1. 2中的测量方法,利用风挡上等分点的空间坐标和设计眼位坐标,求得风挡上的每一等分点所对应的旋转眼位点,进而求得风挡边界点的方位角和俯仰角。然后绘制驾驶舱视界图并通过Matrix VB软件输出。
Matrix VB是针对VB提供的一个MATLAB库, 具有很强的数学计算和图形处理功能等,为VB提供了强大的功能扩展［13］。Matrix VB是一个独立的产品,在其安装完成后,只需在VB中添加引用即可。故本程序利用VB驱动Matrix VB来完成驾驶舱视界角度测量数据的输出。
此外,按照2. 1. 3节中的测量方法,通过对障碍物端点的空间坐标测量,获得障碍物在水平面内的投影的坐标,结合头部旋转点坐标可进一步求得飞行员视线方向障碍物的投影尺寸。该程序的功能结构图如图5所示。
3驾驶舱视界评估实例
本次用于评估的驾驶舱三维模型是经过对某型号客机的部件实际测量并绘制的。除精细部件外, 测绘时分别对驾驶舱主仪表板、中央控制台、座椅、 推杆、脚蹬和风挡的外形尺寸和相应的安装距离和安装角度进行了测量,然后利用CATIA软件对各部件建模并装配,最终的三维驾驶舱模型如图6( a) 所示且三维风挡模型如图6( b) 所示。按照2. 1. 1节中的坐标系确定方法,在测绘时采用假装飞行员的方式,将座椅调到大致准确的位置( 该飞机没有设计眼位的标识) ,测量了假装飞行员的眼位的相对位置,最终确定该驾驶舱模型的左飞行员设计眼位为( 2 443 mm,- 565 mm,1 100 mm) 。
在VB 6. 0中运行3. 2中所编制的程序,对图6 ( b) 中的三维模型所提供的驾驶舱视界进行测量, 生成的飞行员视线仿真图如图6( a) 所示。驾驶舱风挡上边界点的方位角和俯仰角测量完成后,通过Matrix VB绘制,如图7所示。
通过对三块风挡所测得方位角和俯仰角范围图与AC 27. 773-1《驾驶舱内的驾驶员视界》中所定义的驾驶舱视界对比并分析,可得:
( 1) 驾驶舱视界大致能满足最小驾驶舱视界的要求。
( 2) 左右20°范围内没有出现视界障碍,且此40°范围外的视野障碍为2处。
经过对风挡中立柱,左前立柱和左侧立柱的投影尺寸测量( 图8) 可得表2结果。
由表2分析可得,飞行员仅利用双眼观察无法消除风挡中立柱下端和左侧立柱下端的视界障碍( 即障碍物的视线方向投影尺寸大于眼间尺寸63. 6 mm) 。但当头部左右移动13 mm的情况下,此时的平均人眼尺寸将等效于89. 6 mm,可消除该视界障碍。
根据以上评估的结果和AC 25. 773-1中的规定,该模型驾驶舱能满足相关驾驶舱视界适航条款对无障碍视界和视界障碍物的基本要求。通过对图7进一步分析,发现飞行员的眼位若偏离设计眼位时,飞行员的视界极有可能会超出最小驾驶舱视界。 因而应适当增大左前立柱上端的长度,使其连接的风挡可以提供给飞行员更大的仰角,此外应适当更改左边第一块风挡的设计,使其在俯仰方向上右端整体下移一定角度,还应适当更改左边第三块风挡的设计,可采用空客五边形风挡设计方法。总之,风挡的设计应在满足最小驾驶舱视界要求的基础上, 应在驾驶舱结构强度允许的情况下,尽可能提供给飞行员更广阔的驾驶舱视界。
4结语
通过对CCAR 25. 773( a) ( 1) 条款、ARP4101 /2和AC 25. 773-1等驾驶舱视界适航相关文件的分析,确定了在驾驶舱视界适航审定中的主要驾驶舱视界适航符合性验证指标。本文针对方案设计阶段的三维驾驶舱模型,着重分析了无障碍视界范围和视界障碍物投影尺寸的测量方法,并利用VB对CATIA的二次开发技术,编制了相应驾驶舱视界进行测量程序。最后利用该程序对某驾驶舱三维模型的无障碍视界和视界障碍物的投影尺寸进行了测量,并将程序的测量结果与AC 25. 773-1中适航要求对比分析,得出适当的驾驶舱视界适航符合性验证评估结果并给出相应的改进意见。本文对驾驶舱视界适航符合性验证研究,使驾驶舱方案设计阶段驾驶舱视界的适航符合性验证评估更加条理和清晰,在一定程度上完善了此类评估方法。此外,该研究有利于加深驾驶舱设计工作者对驾驶舱视界的适航符合性验证的认识,并且能快速的对三维驾驶舱模型驾驶舱视界进行评估,从而加快设计进程,此次研究对驾驶舱视界设计及其适航审定有一定的意义。
摘要：针对适航条款CCAR 25.773(a)(1)对驾驶舱视界的要求,通过对比分析美国航天推荐准则(ARP)4101/2和咨询通告(AC)25.773-1,从清晰无障碍视界、着陆视界和视界障碍物三个方面对驾驶舱视界的适航符合性验证评估指标进行了总结。着重分析了无障碍视界范围和视界障碍物投影尺寸的测量方法,并通过VB对CATIA二次开发的方式将其编制成驾驶舱视界测量程序。最后对某型飞机三维驾驶舱模型的无障碍视界和视界障碍物(风挡前立柱,左前立柱,左侧立柱)投影尺寸进行测量,从驾驶舱视界适航验证的角度对该三维驾驶舱模型的驾驶舱视界设计提出一定的建议。