机头波纹度对全静压探头测孔压强的影响

准确掌握飞机机头波纹度对全静压探头周围绕流及测孔压强的影响规律,对于提高飞机高度测量系统自身精度及其误差分析具有重要意义。论文采用计算流体力学方法,开展了机头波纹度对全静压探头测孔压强的影响规律研究。针对单独探头构型,进行了数值模拟方法的验证。针对单独机头构型,研究了波纹度对探头预安装位置附近的空间区域压强的影响规律。针对探头与理论机头和波纹度机头的组合构型,研究了波纹度对全静压探头绕流及测孔处压强的影响规律。结果表明：文中数值模拟方法能够满足机头全静压探头流场的数值模拟要求;波纹度对探头测孔处压强系数的影响变化量随着马赫数增加而增加;当马赫数固定时,波纹度的影响在第一组测压孔处随迎角增大而减弱,而在第二组测压孔处随迎角增大先增加再减弱。     

飞机静压系统气密性要求分析

静压系统的气密性是飞机大气数据系统的一项重要性能指标。如果气密性不好,计算机输出气压高度的精度不够,会影响到飞机其他系统运行,也会影响RVSM(Reduced Vertical Separation Minimum,缩小垂直间隔)正常运行,为飞机安全运行带来隐患。该文对飞机的静压系统气密性进行了理论计算分析,并对比了民用飞机、军用飞机设计要求差异。     

PA44-180双发飞机全静压系统日常维护分析

美国PIPER公司生产的PA44-180双发四座飞机是主要的飞行培训教练机,针对其飞行高度较低、易受对流层各种气流影响的特点,分析其全静压系统功能及其常见故障,并给出一些日常维护中的预防和应对措施。     

民用飞机静压源位置误差修正设计研究

飞机上的静压传感器实际感受到的静压(局部静压)与飞机来流的静压(远场静压)会存在一定的差异,会导致测量结果包括空速、高度产生较大误差。静压源位置误差修正设计是飞机大气数据系统设计中的重要环节,通过软件参数修正的方法,补偿气动误差,因此这项功能设计成功与否,直接影响到飞机空速,高度等飞机关键参数的精度。该文简要介绍了SSEC设计的要求,流程,并详细研究了确定SSEC方案这一核心环节。同时,该文提出了组合式和独立式两种SSEC技术路线,并给出了两种技术路线的优缺点,对于指导民用飞机大气数据系统SSEC设计具有参考意义。     

飞机全静压系统检查仪的研制

全静压系统检查仪对飞机上该系统的气密性与仪表指示的准确性有直接影响，针对原检查仪存在的问题，研制了无油真空压力泵和以单片机为控制核心基于振动筒式压力传感器的测量显示组件，设计了新的检查仪，经实际使用表明：该检查仪具有检测速度快，精度高，判读直观，操作简单，维修性好等特点，并解决了漏油对气源质量影响及相关设备污染的问题。     

多电飞机机电系统关键技术探究

随着波音787飞机的出现,多电飞机在民用航空领域的应用已经成为现实。多电飞机技术在飞机的电源系统、飞控系统、环控系统以及刹车系统等方面都有具体的体现,其关键技术的发展也推动着飞机全电化进程。     

A320系列飞机大气数据系统故障浅析

A320系列飞机的大气数据系统主要由三个ADIRU（大气数据惯性基准组件）、八个ADM（大气数据组件）、安装在飞机外部的传感器以及连接这些部件的气管路组成，而飞机外部的传感器包括三个皮托管、六个静压孔、三个迎角传感器和两个总温探头，这些传感器感受和探测飞机外部的大气情况，最终由ADIRU计算并获得飞机的大气数据，供机组和飞机的其他系统使用。 常见故障分析及处理：     

基于压电阀控制的飞机全、静压管路延迟特性测试系统设计

为了研究飞机大气数据系统全、静压管路结构中压力引入口与传感器的距离对信号延迟的关系,构建了管路压力延迟特性测试系统.建立管路压力传递的数学模型,求得其传递函数,应用MATLAB进行仿真,计算出2类典型情况下的管路压力延迟理论值.然后依据测试系统气压源的高精度要求,采用压电阀作为压力调节元件,应用PID控制算法进一步提高压电阀的动态压力性能,并据此设计搭建了管路延迟特性测试系统.最后运用互相关算法计算系统压力延迟时间,与理论延迟进行对比分析.实验结果表明:该测试系统测得值能较好反映模型管路压力滞后情况,并提高了延迟时间测试精度.     

基于神经网络的多维气压空速计

多维气压空速计是一种大气数据测量系统．它依靠空速计前段的压力测量点．测量其表面压力分布,并通过解算这些压力数据。获得飞机飞行所需的大气数据。飞行所需的基本大气数据包括动压、静压、迎角以及偏航角。     

全静压探头冰风洞试验要求分析

防冰性能要求是全静压探头的一项性能指标,TSO标准、适航规章对此均有要求.本文分析和总结了全静压探头冰风洞试验要求.     

直8A型机全静压系统的改装

本文主要介绍了全静压系统的组成、工作原理，针对在飞行过程空速信号器提前．通告警这一故障现象进行理论分析，并提出了具体解决措施。     

静压箱特性的研究

基于静压箱是通风管网中一种特殊的连接件.通过对其消声、阻力、均压等性能进行研究表明静压箱的消声性能除与噪声的频率、静压箱的扩张比、静压箱的长度等参数有关以外,还和它与通风管道的连接方式关系密切;要增强静压箱的均压效果,在负压通风系统中,静压箱的长度大于静压箱断面积平方根的1.5倍.在通风系统或空调风系统的复杂连接处采用静压箱连接,且进风管插入静压箱内,既可减少通风阻力,又可降低通风系统的噪声,提高了通风系统的综合性能.图1,表2,参6.     

民用飞机空速管空速输出特性研究

空速管是飞机上极其重要的机载装置之一.通过空速管得到的数据,不仅为飞行员提供飞机的空速信息,同时通过空速管测得的静压生成升降速度表,提供飞行员飞机的爬升率信息.该文将采用风洞试验手段研完国内某型客机上使用的空速管,得到空速管的空速输出特性,同时研究防冰加热系统对空速输出的影响.     

无人机机载测量系统校准设备设计

为解决无人机使用单位机载陀螺尚无定量校准检测手段的难题,提出了无人机姿态半实物仿真校准方法和以程控转台作为无人机姿态角、角速率的测量标准的方案,设计了模拟飞机姿态空间角激励源、校准台以及干井式温度校验器、静压压力校验仪、差压压力校验仪等无人机机载测量系统校准设备。     

VAV系统中定静压与变静压控制的比较

变风量系统如果应用得当,相当可观的空调能源就可以被节省下来。变风量系统控制包括变静压和定静压控制模式。基于此,本文主要对VAV系统中定静压与变静压控制进行了比较分析。     

提高进气道冲压阻力测量精度的方法

为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为1. 0 kPa,静压最大差值为0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。     

系统输入幅值对增稳系统特性影响研究

陈述了增稳系统和控制增稳系统由于系统本身对操纵权限的局限性,限制了系统操纵输入幅值的大小,很难在整个飞行包线内改善飞机的飞行品质,对飞机性能的提高很有限。以某型飞机为例,通过仿真验证了该结论。仿真结果表明,系统输入幅值在不超过临界饱和值时,增稳系统能够起到增稳作用;否则,增稳系统的增稳效能将随着饱和程度的增强逐渐消失。最后,提出了电传飞行控制系统全时间、全权限的特点,完全克服了增稳系统和控制增稳系统由于操作权限限制的致命弊端,可替代它们在整个飞行包线内更好地改善飞机的飞行品质。     

直八系列型机系统导管球形接头结构的改进

直八系列型机动、静压系统导管安装在飞机重要部位上，在飞机飞行过程中起着极其关键的作用。该系统导管端头采用的球形接头与导管焊接的结构形式，在进行气密试验及装配过程中常常出现焊接搭接处破损而导致泄漏的现象，且其装配时存在装配难度大等问题。本文针对上述问题，通过分析出现问题的原因，制定解决方案，工艺试验验证等方面入手，取得了理想的成果。为公司创造了十分明显的技术效益和非常可观的经济效益。     

基于飞机总体设计参数的民用飞机环保性能评估

基于飞机总体设计阶段的参数对全任务航程内燃油消耗及废气排放进行计算,并估算飞机环保性能,以期为总体设计阶段飞机构型筛选提供一定的环保性能准则.飞机全任务航程被分为起飞着陆及巡航两个阶段;利用神经网络对飞机起飞着陆阶段的燃油消耗及废气排放进行估计,并基于此计算飞机全任务航程内的燃油消耗及废气排放,并且提出废气排放因子,对飞机的环保性能进行初步评估.     

静压轴承—主轴系统静态性能的研究

本文以小孔节流四油垫静压轴承—主轴系统为例,研究了供油压力、主轴转速.主轴轴线倾斜、轴承流量等对静压轴承—主轴系统性能的影响:研究了静压径向轴承的静态性能的计算方法,并通过对一台MB1520型外圆磨床静压轴承—主轴系统的分析计算,获得了一些很有价值的结论.