民用飞机（精选十篇）
民用飞机 篇1
关键词：民用飞机,火灾探测,防火系统
随着人们生活水平的提高和交通行业的迅速发展, 飞机成为越来越重要的交通工具。而飞机火灾作为一种特殊的火灾形式, 其特点包括:火灾征兆不明显、火灾扑救难度大、火灾燃烧猛烈、人员疏散困难、一次性死亡人数较高等。飞机上火灾的发生、发展、熄灭过程与地面常规火灾具有显著的差异。
航空火灾事故时有发生, 火灾种类复杂, 起火原因各异, 起火位置遍布发动机舱、货舱、盥洗室、APU舱等。近年来, 航空火灾事故举例如表1所示。可以看出, 飞机一旦发生火灾, 就可能酿成机毁人亡的重大事故, 造成重大损失, 后果不堪设想。
飞机一旦发生火警信号时, 为保证安全, 必须按真火警程序进行处置。过多的假火警会给航空公司带来巨大的经济损失, 而且应急着陆的过程中会增加恶性事故的可能性。所以, 提高灵敏度的同时降低误报率, 将是先进飞机火灾探测器设计的发展方向。
1 国内外航空火灾探测研究现状
随着航空科技的迅猛发展, 国外针对航空火灾探测技术开展了一系列的研究, 开发出多种可供选择的探测装备, 部分已投入生产使用。目前, 航空领域使用的火灾探测器主要被法国和美国的公司所垄断。相比之下, 我国航空防火领域的研究起步较晚。由于航空火灾涉及敏感学科, 国外公司只愿提供产品, 而在技术输出上设置壁垒, 对我国实施严格的技术封锁。因此, 研究飞机火灾探测机理及技术装备, 具有重大意义。
笔者通过调研飞机火灾探测技术并分析特点, 针对所应用的舱室特点提出不足和改进措施。
2 光电感烟探测技术
货舱及盥洗室主要采用的是点型感烟火灾探测器, 其分类如图1所示。其中, 光电式探测器广泛应用于货舱火灾探测;离子式探测器由于使用放射性元素, 在生产使用中污染周围环境, 近年来已逐步被淘汰, 仅在部分老旧型号飞机的盥洗室使用。
2.1 工作原理
光电感烟探测器主要应用于飞机货舱火灾探测, 其工作原理是利用烟颗粒对光的吸收和散射作用来探测火灾, 如图2所示。正常情况下货舱不发生火灾时, 采样空气不含有烟雾小颗粒, 由于受光元件光电管与发光元件信号灯不处于一条直线上, 发光元件发出的光线不能照射到受光元件, 光电管中接收不到光信号, 不能触发报警;当货舱失火时, 烟粒子混入烟室采样空气中, 由于微粒的散射反射作用, 受光元件感受到光信号, 产生输出的电流大小与烟雾量成比例地增加, 信号达到一定阈值时, 发出火灾报警信号。
2.2 应用环境及发展趋势
根据FAA (美国联邦航空管理局) 的规定, 飞机货舱火灾探测器必须在火灾发生后1 min内探测到火灾, 并给机组乘员视觉警示。因此, 要求货舱采用的光电感烟探测器具有较高的灵敏度, 进而带来了误报率高的问题。据统计, 国内某航空公司1997-2002年间的66次货舱火警警告记录中无一次真火警。
货舱内火灾探测误报率较高, 主要原因在于以下方面:一是气密舱内压力随飞行高度的上升而下降。低压低氧环境下, 烟气特征产物浓度、烟雾形态、粒径分布特征等参量的变化对火灾探测影响较大。地面试验中, 光电感烟探测器在低压低氧环境中几乎不响应, 无法给出报警。二是货舱内干扰源信号繁多。假火警历史数据表明, 由于飞行中的颠簸和振动, 货舱内的灰尘颗粒、货物纤维和动物绒毛等大量火灾干扰信号可引起光电感烟探测器误报。
目前, 最先进的光电感烟火灾探测器包括KIDDE Model3000和SIEMENS PMC1102。 前者应用于Being787上, 后者应用于空客A380上, 二者都具有多光路设计、多传感器复合、智能探测算法及微处理芯片等优点。
基于以上货舱环境特点与产品发展趋势, 可对光电感烟探测器进行以下改进:
(1) 设计特殊的探测器接收角度。由于烟颗粒和干扰源在粒径、颜色等方面的差异, 导致不同角度的光散射强度有所差别, 因此应选取差别最大的接收角度, 设置合适的阈值, 降低误报。
(2) 融合多种传感器。在单一光电感烟的基础上, 增加温度、气体等传感器, 设计复合型探测器。
(3) 开发先进火灾报警判决算法, 如神经网络等。
(4) 采用多光路设计。通过增加探测器数量, 设置多个不同的接收元件, 观察其变化情况, 判断火灾, 从而对白烟和黑烟的识别达到较好的效果。
(5) 增强电磁干扰保护功能。
3 气动热敏探测技术
线状火警探测器是飞机防火系统的重要部分, 常用探测器主要包括气动热敏探测器、热敏电阻火警探测器和共晶盐火警探测器, 参数对比如表2所示。其中, 气动热敏传感器被称为“零虚警”火警探测器, 在国际上已得到广泛应用, 主要用于发动机舱、APU舱、主起舱等。其使用寿命已有5亿多飞行小时, 是飞机火警探测器发展史上的一个新高度。
3.1 工作原理
气动热敏探测器可区分“过热型”和“着火型”, 过热型原理是利用密封在不锈钢毛细管内的惰性气体高温膨胀进行过热报警, 着火型是利用密封在不锈钢毛细管内经过贮氢处理的金属丝, 在高温条件下释放氢气使管内气压增加的原理进行着火报警。工作原理决定了它不受湿热、振动、电磁干扰等环境影响。从理论上说, 纯气动原理的火警探测器与原来电气原理的探测器相比, 可靠性大大提高, 降低了火灾探测系统的误报率。
3.2 应用环境及发展趋势
该探测器用于监测发动机舱、APU舱等舱室的过热及着火情况。因此, 应紧密结合发动机舱、APU舱特殊的环境特点, 对气动热敏传感器进行进一步开发和改进。
(1) 由于设有发动机灯动力装置, 舱内环境温度非常高。因此, 探测器应坚固耐用, 探测器外壳及传感线部分应采用耐高温的材料, 并满足防火、防震、耐磨功能。
(2) 舱内布置燃油通道和滑油系统, 大量可燃油料的燃烧对环境温度影响较大, 容易造成信号干扰, 从而要求气动热敏传感器能灵敏识别不同温度, 有效区分发动机环境温度和着火温度。
(3) APU舱常处于无人监管的状态, 舱内气动探测器应具有自身安全监察系统, 如有异常情况发生, 及时发出信号。
相比于感烟探测, 气动热敏探测器、共晶盐探测器和热敏电阻探测器等线状火警探测技术可以将灰尘、水蒸气等干扰源有效地去除。但是, 由于火灾初期往往是阴燃燃烧, 使得烟气的温度无法在短时间内达到探测器响应阈值。因此, 如何改善温度探测滞后性的缺点, 将是未来火警感温探测技术亟待解决的问题。
感温探测领域最新提出将光学设备 (光纤) 应用到发动机舱、APU舱火灾探测, 具有质量轻、响应时间短、维护方便等优点, 但同时无法进行过热探测、受震动影响较大等缺点仍有待解决。
4 CO气体探测技术
火灾初期, 环境温度与烟气体积分数变化幅度较小, 因而往往会延误最佳的报警时间, CO气体探测器比较敏感, 往往在感温与感烟探测器未探测到异常信号时对火灾做出反应, 因而CO气体探测器在飞机防火中尤其是电气火灾中的作用不容小觑。由于在正常情况下, 环境中的CO背景干扰性气体较少, 因此相对于感烟、感温探测器, 火灾气体探测器的环境影响因素大大减小。并且火灾初期烟雾浓度还未达到阈值时, CO体积分数往往已经能触发气体探测器报警, 能够实现极早期的火灾探测。CO探测器、感烟探测器、感温探测器等7种探测器对6种试验火的对照实验结果见表3。
4.1 工作原理
CO传感器通常具有多晶结构, 高温下晶体表面氧被吸收产生负电荷, 从而形成正负电荷的运动, 形成电势垒。当CO进入后, 由于氧离子数目减少, 电势垒减小, 传感器阻抗降低。传感器的电阻值与气体体积分数呈对数关系变化。图3是一种常用的CO探测器, 该容器内放入硅胶晶体。
4.2 应用环境及发展趋势
CO探测器多用在客舱和驾驶舱, 来保证乘客和机组人员的安全, 常见于带有排气加热系统的往复式动力飞机上, 或者装备有燃烧加热器的飞机上。其中, 客舱天花板与机壳之间设有隐藏区, 如图4所示。该区域是为提高客舱防潮隔音隔热的功能而专门设置, 选用薄膜、絮状纤维、薄膜的三明治结构制作而成, 其内部遍布大量电线, 一旦导线老化极易造成火灾。但该区域发生火灾的位置较为隐蔽, 起火初期阶段很难发现火源。因此, 如何开发能够实现更早期火灾报警的CO探测器是改进飞机上CO探测器的当务之急。
由于研究不足, CO探测器存在工作温度高、功耗较大、成本高等问题, 限制其发展。近年来, 气体探测技术取得了较大突破, 主要有光谱分析气体探测、半导体气体探测器、电化学技术等。其中, SnO2基CO探测器应用较为广泛。图5为NASA Glenn实验室研制的微型复合探测器的机构示意图, 其探测元件为SnO2, 根据SnO2导电性的变化, 确定CO的体积分数, 实现火灾探测。传感器包括一个Si基片和一个玻璃状结构, SnO2采用溶胶凝胶技术固定于玻璃交叉支架上。该技术具有体积小、质量轻、功耗低、灵敏度高、使用寿命长等优点。
5 结束语
笔者针对飞机上常见的三种火灾探测技术, 光电感烟探测技术、气动热敏探测技术和CO气体探测技术展开了研究, 介绍了各自的工作原理, 针对各探测器所应用的舱室的火灾环境特点, 对探测器的设计提出改进措施。在此基础上, 还指出了飞机火灾探测技术的不足, 为研制出性能先进的火灾探测器提供参考。
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数字化民用飞机设计与制造构想 篇2
数字化民用飞机设计与制造构想
阐述了数字化制造概念和特点,从项目管理方式、构建数字化协同工作平台,开展精益生产研究、建设多种计算机辅助设计环境融合软件等方面进行了分析,并提出构想性建议.
作 者：唐海燕 高炳哲 孙文邦 作者单位：空军航空大学,长春,130000 刊 名：航空精密制造技术 ISTIC英文刊名：AVIATION PRECISION MANUFACTURING TECHNOLOGY 年，卷(期)： 46(2) 分类号：V262 关键词：数字制造 飞机 构想 digital manufacturing aircraft conception民用飞机垂直安定面结构型式分析 篇3
关键词：飞机 垂直安定面 结构型式
中图分类号：V267文献标识码：A文章编号：1674-098X（2014）09（a）-0071-02
垂直安定面用以保证飞机航向的平衡与稳定性，并悬挂方向舵以对飞机实施航向操纵。垂直安定面结构不仅要承受自身的气动和惯性载荷，还要承受方向舵通过其悬挂接头和操纵接头传递的集中载荷。为达到足够的临界颤振速度和确保方向舵的正常偏转，垂直安定面一般按刚度设计，而结构型式的选择将直接影响其刚度和强度性能。根据总体和功能要求，选择合适的结构型式，可以在满足刚度、强度和功能的前提下，减轻垂直安定面的结构重量，或者改善其工艺性、维护性，从而提升飞机的经济性和市场竞争力。
该文针对目前航线上运营的主要客机，对其垂直安定面的结构型式进行了对比分析，总结了不同结构型式的优缺点及其对制造工艺的要求，以供相关工程设计人员参考。
1 垂直安定面盒段结构型式
目前民用飞机的垂直安定面盒段大致有两种结构型式：一种是双梁（或带辅助中梁）+翼肋和壁板组成主承力翼盒的“单闭室”结构，空客各型客机、波音737以及高平尾布局的MD82/90和CRJ各型飞机的垂直安定面均采用这种结构型式；另一种是主承力翼盒+辅助扭力翼盒（前缘舱）的“双闭室”结构，这种结构型式从波音747客机开始使用，一致延续到最新的787客机。两种结构型式如图1所示。
对比两种垂直安定面盒段的结构型式可以发现，“单闭室”盒段的结构较为简单，结构件少，有利于简化装配工艺；而“双闭室”的结构则相对复杂，结构件较多，装配工艺较为烦琐。但采用“双闭室”型式的垂直安定面由于在前梁前面增加了辅助梁（前缘梁），使得垂尾前缘的抗鸟撞性能大为提升，也提高了垂尾的抗扭刚度，同时辅助扭力翼盒的设计也为系统构件提供了安装空间，便于对运营飞机垂尾内系统构件的检查、维护和更换。
归纳两种结构型式所涵盖的机型还可以发现，波音公司从747一直到787飞机，均采用了“双闭室”的垂直安定面，而空客公司的各型飞机和波音早期机型737则采用“单闭室”型式的垂直安定面，这种设计理念的不同主要应归因于欧美适航条款对于垂尾抗鸟撞要求的差异。欧洲航空安全局（EASA）在其运输类飞机适航标准CS-25.631中要求，尾翼结构应能承受重1.8kg鸟的撞击。而美国联邦航空局（FAA）受1962年“子爵号”空难事件的影响，在其后修订的FAR-25.631中，增加了对尾翼结构能够承受重3.6 kg鸟撞的要求[1]。由于FAR-25对鸟撞要求更为严格，因此波音公司的客机采用“双闭室”型式的垂直安定面，这种结构型式在保证适航条款对抗鸟撞要求的同时具有重量优势，国内某型飞机进行的垂尾前缘鸟撞试验也验证了这一点。
2 垂直安定面与机身的连接型式
垂直安定面后方悬挂方向舵，下端固定于机身上。在投入航线运营的客机上，垂直安定面与机身的连接型式主要有三种：
梁框连接型式：垂直安定面的梁插入机身与机身隔框连接。
整体接头型式：垂直安定面复材壁板下端伸出耳片与机身的双耳接头连接。
独立接头型式：通过主承力翼盒下端的独立金属接头与机身连接。
三种连接型式的示意图见图2。
梁框连接型式在高平尾布局的飞机中较为常见，如MD82/90，CRJ等。这种垂直安定面与机身的连接型式传力直接，连接牢靠，连接刚度大，适合于对垂尾刚度要求较高的高平尾布局飞机。但梁框连接型式的垂直安定面与机身工艺分离面不明确，垂尾需要与机身装配后整体交付与运输，不利于多个制造厂商的分工协作，而且垂直安定面中梁的缘条和腹板一般为分离设计，仅适用于金属结构的组合梁，故在复合材料垂尾的飞机中不采用这种连接型式。
整体接头的连接型式多见于空客的飞机，如A300、A320、A330及A380等，这种连接型式用于复合材料结构的垂直安定面，其结构简洁，连接件少，传力路线连续且简单、直接，垂直安定面根部的接头与复合材料加筋壁板设计为一个整体，可以避免传力路径的转折，减少附加弯矩的产生，能以相对较轻的重量来满足结构强度和功能要求，同时也使装配工艺得到简化。但这种整体接头的连接型式也有很大不足，首先是由于接头处厚度很大，对制造工艺的要求非常高，复合材料制件固化后的变形控制比较困难，而且加筋壁板整体接头的成型工艺复杂；其次是垂直安定面与机身接头的配合精度要求高，需要专门的工装配合；再次就是飞机投入航线运营后，连接接头一旦损坏，其修理和更换将及其困难。
独立接头的连接型式一直被波音公司所采用，如757、767、787等，波音737与747飞机垂直安定面与机身的连接型式也可归属于这一类。另外，空客公司最新的A350飞机也采用了这一连接型式。独立接头连接型式的优点是零件制造工艺相对简单，结构传力分工明确，连接结构损坏后的修理和更换也比较方便，维护和修理成本较低。但其缺点是连接件多，装配复杂，且重量相对较大；连接件受力中心線与壁板蒙皮存在偏心，局部蒙皮要承受较大弯矩；壁板与接头件需要机械连接，壁板上的螺栓孔将导致复合材料的纤维被剪断，强度损失比较大。
3 结语
欧美适航条款对飞机抗鸟撞要求的差异，直接影响着垂直安定面盒段的结构型式。中国民用航空规章CCAR-25-R3中对尾翼抗鸟撞的要求与FAR-25相同[2]，而“双闭室”的垂直安定面对于飞机抵抗鸟撞有显著优势，故这种结构型式对国产飞机的设计更具参考意义。
对于复合材料结构的垂直安定面，在三种与机身的连接型式中，整体接头型式或者独立接头型式是较好的选择。整体接头型式连接效率高，结构重量轻，这种连接型式原来一直被空客公司所采用，也是其复合材料结构设计和制造的典范，但在其最新的A350上，却改用了独立接头的连接型式，垂直安定面根部与机身件通过五对金属接头连接，这也是空客公司对飞机的结构重量、制造、维护和修理成本均衡考量后的优化结果。
参考文献
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1-4.
浅谈民用飞机运营支持 篇4
民用飞机运营支持, 是民用飞机制造厂商面向飞行、机务、航务、乘务、以及地面保障等航空器运营专业需要, 立足于航空器产品全寿命周期的运行安全、可靠和经济要求以及持续改进需要, 为航空器运营的计划、组织、实施和控制等环节提供技术、航材、资源、人力、培训、设备等全方位的及时、准确的服务, 使飞机运营正常、可控。
2 运营支持的范畴
民用飞机运营支持是一项复杂的系统工程, 随新机设计活动开始直至机型退役而结束, 贯穿于飞机方案论证、产品设计、生产、交付、运营的全寿命过程, 是综合了传统的飞机设计、制造、可靠性工程、维修性工程、安全工程、适航技术与管理、工业工程、物流工程、信息技术、管理学、教育学等专业逐渐发展形成的新专业领域。具体可细分为:飞行训练工程、维修培训工程、航材工程、维修工程、技术出版物工程和飞行运行支援工程等专业。
3 运营支持的特点
民用飞机研制第一阶段的工程设计和第二阶段的制造工程, 无论其概念还是专业内涵, 已经是大众熟悉和广泛认可的, 而第三阶段即运营支持, 同样有很丰富的科技内涵, 它既不是飞机设计和制造专业的简单延伸, 也不从属于传统的“四性”专业范畴, 在理念上运营支持要向上游的设计制造渗透, 保证在飞机研制阶段充分考虑飞机投入运营后的支持需要, 在技术上运营支持工程要与设计工程、制造工程是一种对接关系, 既相互联系, 相互影响又相互独立。运营支持的特点归纳起来主要表现为:
(1) 交叉性。运营支持技术具有设计、制造和民航运输相互交叉, 工程技术与管理科学相互融合, 全系统全寿命统筹规划, 新方法新技术综合运用等交叉性的特点。
(2) 归属性。通过运营支持使机队安全、高效运营, 是飞机制造商的责任和义务, 飞机制造商必须协助航空公司使飞机安全飞行, 满足适航管理当局的基本安全需求。
(3) 高技术性。民用飞机运营支持有别于一般意义的客户服务, 其涉及到的专业范围广、综合性强, 具有很高的技术性要求。
(4) 系统性。运营支持不仅仅是售后服务, 它与飞机设计、制造和飞机运营整个过程的关系密切, 是一项复杂的系统工程。
(5) 法规性。民用飞机的运营支持活动必须执行相关的适航标准和程序。
4 国内现状与差距
我国的民机运营支持发展现处于起步阶段, 针对涡桨支线飞机、新支线飞机和大型客机, 国内的航空制造企业正在逐步构建相对独立、适应市场需求的民机运营支持体系, 并在客户培训、技术出版物、航材支援、维修支援、运行支援等方面积累了一定的经验。但是, 伴随着法规与标准、飞机专有技术和信息技术的迅速发展和应用, 我国的运营支持还无法与国际行业发展趋势和国内的市场需求相适应。主要表现在:
(1) 观念落后。国内民机制造企业对运营支持缺乏系统的理解和研究, 尚未形成相对科学、完整的知识体系和业务规范。
(2) 技术薄弱。运营支持关键技术的系统研究尚未全面展开, 还不能充分贯彻客户的使用要求和维修要求, 尚未形成科学完善的维修性、可靠性设计评审体系及设计保障机制。
(3) 数字化、信息化水平低。数字化、信息化应用缺乏深度和广度, 不具备有效的数字化运营支持平台和网络。
(4) 设施、设备不完善。在高端飞行模拟机、电子飞行包、全动乘务训练设备等运营支持核心产品方面, 缺乏自主设计和制造的能力, 多数核心设备依赖进口, 相关技术创新能力严重不足。
(5) 人才匮乏。运营支持产业相关的各类人才紧缺, 如维修人员、飞行员、飞行教员等, 尚未形成系统的人才培养体系。
5 运营支持的发展趋势
如同其他科学技术的发展一样, 运营支持技术也经历了漫长的进步和演变, 比如产品的维护维修, 民用飞机发展的初期, 实践的是“坏了再修, 哪坏修哪”, 之后才有了“定期维护”, 再后出现了“视情维护”, 目前, 定期维修和视情维修仍然是大多数民机维修方案的基础。20年前, 美国在JFS项目上, 第一次提出了“健康管理”的概念, 其特点是把“定检”发展成为“预测”, 即依据对产品可靠性分析和历史的使用经验, 通过对产品维修对象相关参数的监控来预测其出现安全隐患的时间和状态, 以最有效的利用维修对象的剩余安全余度, 达到产品最好的安全使用经济效果。这种新技术发展趋势可以描述为:
(1) 数字化。运营支援的数字化, 首先就是基于客户服务的工程数据管理和构型管理;在核心业务层面除了前述的健康管理技术外, 则是3D技术、远程互动技术在培训、技术资料和工程技术等领域的广泛使用, 以及数字化编码技术在航材物流系统的使用、外场数字化便携工具的推广等, 这些技术的应用将使运营支持全面提升成为与数字化设计制造相匹配的系统, 实现工程数据在技术层面的无障碍流通。
(2) 网络化。利用现代通信和网络技术, 建立全面、高效、安全、可靠的支持民用飞机运营的通信网络和集成平台, 支持客户服务的个性化、客户支援的协同化、技术文档的电子化、数据与流程的一体化;建立全天候的快速响应机制, 向客户提供365天, 7×24小时不间断的运营支持, 能够随时随地服务客户, 让客户第一时间获取最新的资料信息和技术支援, 为用户节省时间和成本。
(3) 实时化。新技术发展的方向是要最大化的分解维修单元, 研究相应的状态变化规律并以此制定维修单位的实时监控方案, 解决超长距离 (飞机远洋航行) 、大量参数 (数百架飞机而单架飞机监控参数可达数百个) 和复杂传输环境 (高空大气环境) 的实时传输, 以及数据有效性的判读等问题。
(4) 智能化。未来故障诊断和排故应是以飞机的健康管理为基础的, 根据飞机的实际状态确定最佳使用方式和维修维护时机, 为飞机发挥最大使用效能和采取最佳使用维修维护方案提供支撑和保障, 这是“健康管理”的核心, 其成果的最终表现形式是维修诊断和排故技术的智能化、交互式电子技术手册的智能化等, 这也是维修工程知识管理的必然成果。
6 小结
国际民机制造商已经纷纷建立或致力于建立完整的运营支持体系, 以为客户提供快速、可靠、低成本、网络化、信息化的服务为目标, 建设完备的、先进的客户服务网络和设施。
我国民机运营支持技术应向数字化、网络化、实时化、智能化方向发展, 适应民机运营支持市场需求, 通过理念更新、技术突破, 产业推广, 人才培养等齐头并进, 提升行业自主创新能力和整体服务水准, 形成我国民用飞机运营支持能力和产业链, 成为国家民机制造业和民航发展的重要支撑与桥梁。
摘要：运营支持是民机产业链中的关键环节, 是民机制造业与民航运输业之间的纽带与桥梁。运营支持对飞机设计、制造、维修、运营等航空产业链的上下游环节发展, 具有重要的带动作用, 对促进民机产业技术升级, 壮大产业, 提升市场竞争力具有重大意义。
关键词：民用飞机,运营支持,浅谈
参考文献
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民用飞机驾驶舱异响典型排故研究 篇5
[摘 要]本文通过分析民用飞机驾驶舱异响的类别和发生阶段，梳理了驾驶舱异响的主要原因，进而研究了此类故障的排故思路和方法。
[关键词]驾驶舱、异响、排故
中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）16-0346-01
1.引言
飞机驾驶舱中有各种重要的显示器及机载设备，是飞行员与飞机进行信息交互的主要通道[1]，堪称飞机的中枢系统。当驾驶舱出现异响时，飞机系统可能出现了某种故障，必须得到高度重视，并进行及时排故，防患于未然，保证飞机的安全运行。
2.驾驶舱异响种类和发生阶段
根据对包括波音737机型和空客320机型驾驶舱异响故障的统计，驾驶舱出现的异响通常包括尖锐啸叫（whistling），滴答响（clicking），噼啪响（clacking），噗噗声（popping），金属重物击打的咚咚响（clonking），马蹄敲击地面的咄咄响（clunking），或挤压罐头的嘎嘎响（oil canning）等[2]。
在发生阶段方面，这些异响的发生涵盖地面和空中各个阶段，各异响种类及其发生阶段的对应关系详见表1。
3.驾驶舱异响排故分析
3.1.故障原因分析
驾驶舱异响的原因通常包括以下几个方面：
1）风挡或侧窗漏气；驾驶舱显示器后部通风口封严变形
2）雷达罩的锁扣
3）仪器面板上的安装螺钉松动
4）活动座椅的安装点松动
5）客舱门的门档
6）地板结构与前起落架舱之间的连杆
7）装饰盖板松动
8）故障旗及警告、警戒
3.2.排故思路与方式
在确定驾驶舱异响的原因后，其排故的典型思路及方法通常包括以下两个类别：
对于1-8类别故障原因按照主制造商提供的故障隔离手册（FIM）、飞行维修手册（AMM）和飞机飞行手册（AFM）等运行类手册和持续适航文件中规定的故障隔离程序进行排故；
对于非典型故障，依据异响的频率、持续时间、发生阶段、发生位置等信息确定故障现象，然后依据主制造商提供的系统描述（SDS）、系统原理手册（SSM）、线路图册（WDM）等持续适航文件进行故障原因评估和排故。
4.A320机型驾驶舱异响排故分析
4.1.故障现象
A320飞机在巡航阶段，驾驶舱中部突然出现明显的连续性的啸叫声，飞行员观察驾驶舱中MFD，PFD上无EICAS信息，各系统页面均正常，噪声持续大概5分钟后减小并消失，异响可能发生在中央操纵台以下。
4.2.故障原因分析
由于?{驶舱异响是发生在飞机在巡航阶段中，并且是连续性的啸叫，根据经验异响种类判断，可能是风挡漏气或显示器后部通风口封严变形。但是异响是发生在驾驶舱中部，而且来自中央操纵台以下，排除了风挡漏气或显示器后部通风口封严变形的原因。
根据系统描述和系统原理，对驾驶舱中央操纵台以下或电子舱内部可能出现异响的系统和设备进行梳理：
1）自动飞行系统：俯仰伺服和横滚伺服异常的机械运动。
2）通信系统：旅客广播装置自身风扇工作异常。
3）电源系统： R TRU自身风扇工作异常。
4）飞行控制系统：副翼配平作动器内部电机异常。
5）发动机控制系统：油门控制组件内的自动油门伺服马达发生异常的机械运动。
6）驾驶舱附近设备安装松动
通过对相关系统和设备进行检查和测试，仍未确定故障原因，排查上述各种可能后，排故人员对座舱增压。
实际增压试验时：未增压时，无啸叫声；当压差到1.5psi时出现啸叫声，继续增大到2.8psi时啸叫声出现。而后，堵住位于电子设备舱主蓄电池进气口时啸叫声消失。之后进行释压，释压速率控制在800ft/m以下，气压减小至1.0psi时，啸叫声明显减弱，当减小至0.6psi时，啸叫声基本消失。
根据试验情况，进一步分析主蓄电池工作原理：当主蓄电池工作时，会产生可燃性气体（和），为避免蓄电池内浓度过高，需设置通风装置，将产生的及时排出机外。当座舱增压时，在主蓄电池进气口到出气口间产生正向压差，气流从进气口流向出气口，形成通风路径。为避免未增压条件下蓄电池工作产生的进入电子电气设备舱，在蓄电池进气口导管尾部加装了一个橡胶单向阀。因此，初步判断故障原因为进气口内部橡胶单向阀。
4.3.故障排除
更换主蓄电池进气口橡胶单向阀，啸叫消失，故障排除。后将该件送返部件维修厂家检查，发现进气口内部橡胶单向阀出气口破裂，且通过加压测试，该破裂的单向阀出现类似的啸叫声，可确认啸叫原因为橡胶单向阀出气口破裂。
5.小结
排除驾驶舱异响的方法有许多种，可以根据异响的种类快速锁定异响来源，快速定位故障原因，进行隔离故障，从而大大提高排故效率。当异响的种类无法锁定异响来源时，对于非典型故障，依据异响的频率、持续时间、发生阶段、发生位置等信息确定故障现象，配合主制造商提供的系统描述（SDS）、系统原理手册（SSM）、线路图册（WDM）等持续适航文件进行故障原因评估和排故。希望以上建议对排除后续相关异响的排故有一定的参考意义。
参考文献
[1] 飞机驾驶舱人机界面综合评估科学技术与工程徐海玉、张安、汤志荔、陈斌
民用飞机 篇6
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。
民用飞机转弯控制系统研究 篇7
由于飞机的前轮操纵技术是现代飞机地面操纵的核心, 具有十分显著的特点和优势。早在20世纪50年代, 欧洲便开始采用机械液压伺服式前轮转向系统。到70年代, 欧洲的军用飞机已全部采用电传液压伺服系统作为前轮转向系统。民机方面, B737采用传统的机械钢索滑轮机构, 至A320成功使用电传操纵系统, 确立了新的标准, 此后研发的民机前轮转弯均采用电传操纵系统。
本文在综合国内外民机典型前轮转弯控制系统的基础上对前轮转弯控制系统进行了分析研究, 希望能为国内民机前轮转弯控制系统设计提供技术支持。
1 民机前轮转弯系统功能
目前民机典型的前轮转弯控制系统均采用数字综合控制、电子—液压伺服作动、带位置反馈的闭环随动系统。当数字综合控制失效时, 系统自动转换为自由转向模式, 此时可使用差动刹车和非对称推力方式实施应急转弯。其功能总结如下。
1.1 高速纠偏
当飞机高速滑行时, 通过操纵前轮小角度转弯, 使飞机具有航向保持和纠偏能力。目前在运营的民机大多采用方向舵脚蹬作为操纵输入, 利用转弯控制单元预先设定的控制率现实前轮小角度转弯的控制。
1.2 低速机动
当飞机低速滑行时, 通过操纵前轮大角度转弯, 使飞机具有良好的地面机动能力。目前在运营的民机大多采用转弯手轮作为操纵输入, 利用转弯控制单元内预先设定的控制率实现前轮大角度转弯的控制。
1.3 前起减摆
飞机起飞和着陆的滑跑过程中, 由于跑道不平或操纵不当, 前轮受到外力作用, 使前轮向一边偏转一定距离或角度, 绕飞机航向轴线不停左右摆动, 由自激振动出现前轮摆振。
前轮转弯控制系统提供的液压阻尼应在前起落架摆振出现3个周期后, 使摆振振幅降低到初始扰动的1/4。
当起落架磨损间隙达到最大值, 加上轮胎和缓冲支柱的最不利情况, 上述摆振振幅在3个周期后, 应降低到初始扰动的1/3。
1.4 牵引功能
控制系统需提供可以方便撤消液压动力的操作方式。正常不要求驾驶舱转弯输入, 无需发动机停转要求即可完成飞机牵引, 且正常牵引动作不会对转弯系统带来任何危害。有些飞机还需提供必要的牵引指示, 如ERJ190设有牵引指示灯, A320设置有牵引电气盒。
1.5 系统自检
转弯控制单元内设置系统自检测监控功能。系统自检测的监控范围应覆盖整个转弯控制系统。作为一个系统自检测监控目标, 系统存在非检测故障是不可能的。
2 民机前轮转弯控制系统组成
目前典型民机前轮转弯控制系统组成连接图如图1所示。
系统主要附件包括:转弯手轮, 驾驶舱解除开关, 方向舵脚蹬, 转弯控制单元, 地面解除开关, 转弯控制阀组件, 转弯作动器。
转弯手轮和方向舵脚蹬用于实现飞机前轮转弯的输入。
驾驶舱解除开关用于应急情况下切断转弯系统, 使前轮进入自由转向模式, 随着多余度系统的设计和控制系统电子元器件可靠性的不断提高, A380驾驶舱内在未设置前轮转弯解除开关的情况下已可完全满足系统安全性的要求。
转弯控制单元主要实现各传感器的输入, 并按预先编制的转弯控制率进行计算分析, 将转弯指令输入转弯液压阀组件, 通过液压实施转弯。
目前常见的转弯作动器有齿轮齿条和推挽作动器两种形式, 如图2所示。
表1是针对现有民机前轮转弯作动器形式应用情况的调查结果。
两种作动器的优缺点对比情况如表2所示。
可见, 在支线及单通道窄体客机上, 齿轮齿条应用较为广泛, 对于大型宽体和超宽体民机而言, 推挽作动器型式较为普遍。具体采用何种作动器形式还须根据具体机型的总体要求, 结合飞机的经济性、安全性和维修性综合考虑。
3 民机前轮转弯控制系统工作原理
3.1 脚蹬转弯
在准备转弯状态下, 当飞机速度在预设速度以上时, 驾驶员蹬动脚蹬, 脚蹬传感器将转弯指令输入转弯控制单元, 转弯控制单元综合处理形成转弯操纵电流输入伺服阀的力矩马达, 伺服阀滑阀级输出规定极性的压力流量, 驱动转弯作动器运动, 带动前起落架偏转, 同时, 前起落架处的传感器将起落架偏转位移信号反馈给转弯控制单元进行综合, 使前轮角度保持在与脚蹬相对应的位置上。
3.2 手轮转弯
在准备转弯状态下, 当飞机速度在预设速度以下时, 驾驶员压下并转动转弯手轮, 手轮传感器输出转弯指令, 工作原理同上所述。
3.3 减摆
当前轮转弯系统出现故障-安全控制或驾驶员主动撤消转弯配备时, 系统处于自由转向模式。此时, 由于转弯选择阀断电, 状态转换阀沟通两转弯作动器间的液压回路。当起落架发生摆振时, 减摆阀的液压阻尼有效消耗摆振能量, 从而起到减摆作用。
3.4 系统自检测
转弯控制单元一般装有两个控制通道, 一个通道以转弯操纵为主, 另一个通道以故障监控为主, 两者均配备机内检测系统自检测装置。
系统自检测监控转弯系统的健全性。当系统发生故障时, 系统自检测能够检测、诊断、存储故障并将故障隔离到航线可替换单元。
系统自检测通过总线与中央维护系统交联, 地面维护人员可通过中央维护系统与地面连接进行故障追踪。
当系统自检测到故障时, 转弯控制单元发出解除转弯命令, 转弯选择阀断电, 状态转换阀换位到旁通作动器、切断伺服阀通道的安全侧, 即系统的自由转向模式。
4 民机前轮转弯控制系统的发展趋势
由于电子元器件的可靠性大幅度提高, 采用多余度的电传控制技术已被公认为能够满足适航要求, 因此目前典型民机前轮转弯控制系统均采用电传操纵方式。
与传统的钢索滑轮机构操纵方式相比, 可以省去返回复杂的机械装置, 具有重量轻, 安装占用空间少等优点。
电传操纵系统便于实现对元件的监控, 以便快速发现故障, 可保证故障平均修复时间和往返飞行再次离站时间的要求, 以提高飞机的维修性指标。
电传操纵能实现非线性控制律, 可以实现良好的转弯操纵性能, 保证滑行的稳定性, 提高乘客的舒适感[1]。
此外, 随着电静液作动器性能的逐步稳定和提高, 使得前轮转弯系统采用局部液压源供给变为可能。A380上便首次采用了LEHGS (Local Electro-Hydraulic Generation System局部电静液供给系统) 作为前轮转弯的备用系统。
可以预见, 随着电机技术的不断发展, 采用电机驱动的全电转弯系统必将成为现实。由于减少了液压源 (发动机驱动泵) 至前起落架转弯系统的液压管路、固定卡箍、支架和相关液压附件, 较之传统的液压转弯系统, 电静液/全电转弯系统可有效的减轻飞机重量。由于采用电源, 省去了液压管路, 减少了液压油泄露的机率, 且针对发动机转子爆破等飞机的区域安全性问题得到了改善, 提高了飞机的安全性, 具有更高的可靠性;电静液/全电转弯系统自检测方便, 维护简单, 维护成本低, 具有良好的维护性。
摘要：前轮转弯控制系统是现代飞机地面操纵的核心, 具有十分显著的特点和优势。通过对典型民机前轮转弯系统的分析, 研究了系统功能, 组成, 工作原理和发展趋势, 为民机前轮转弯控制系统设计提供有益参考。
关键词：前轮转弯控制系统,电传操纵
参考文献
民用飞机机身结构排水设计研究 篇8
关键词：民用飞机,机身结构,排水,路径
0 引言
空气在飞机内部结构寒冷表面上冷凝形成的水汽及飞机飞行过程中产生的各种废液是引起飞机多种腐蚀和诱发设备故障极为有害的介质。腐蚀可对飞机机体带来严重的损伤, 并产生巨额的维修费用, 甚至造成飞机发生灾难性事故。因此, 在飞机研制过程中应满足飞机排水设计相关要求, 为排除这些有害液体设计和布置排水路径及其相关结构, 从而减缓或防止机体腐蚀的发生, 保证飞机在寿命期内安全飞行[1]。
1 机身结构排水设计原则
1.1 机身结构排水设计目标
飞机机身结构需要控制和排放的液体主要包括:空气冷凝在各种表面所产生的凝聚水;因可能的冲刷, 渗入或溅落到飞机内部的雨水或冲洗液;从系统中正常渗漏出来的燃油、液压油和其它液体;机舱厨房和洗手间水槽中渗漏或溢出的灰水;地板上的灰水;马桶中的废水;登机门或服务门旁在地板上溶化的积雪或泥水;防冻液等。
机身结构排水设计的目标是保证飞机在必要的地方提供排水、密封及通风措施, 以起到降低火患、防潮、防腐和防磨的作用, 并避免在飞机特定部位形成危害性的结冰。
飞机机身结构的排水设计应满足相关的适航要求, 如CCAR25.609“结构保护”、CCAR25.863“可燃液体的防火”、CCAR25.1185“可燃液体”、CCAR25.1187“火区的排液和通风”、CCAR25.1455“易冻液体的排放”等[2], 并符合结构耐久性和防腐蚀设计的有关要求。
1.2 机身结构排水设计原理
飞机在停机状态, 依靠飞机自身的俯仰角度将所需排放的液体全部排出机外;在起飞时的地面滑行状态, 利用飞机产生的俯仰运动, 液体通过机身壁板上形成的纵向和环向排水路径由机身底部的排水阀排放至机外;飞机在下降阶段也可进行排水, 但此时液体可能已经结冰。飞机机身结构排水设计原理如图1所示。
1.3 机身结构排水设计思路
飞机机身结构的排水必须保证结构元件上所凝结的弱腐蚀性水可以通过尽可能短的排水路径排向飞机机舱底部;从厨房等类似地方排出的腐蚀性液体能够直接排到机外, 或收集到耐腐蚀的容器中, 以便在着陆时进行处理。
从压力机舱向机外排水应使所聚集的液体能够完全排出, 所采用的排水方法可以是自动的或手工的, 并作为飞机阶段性维护程序中的一个环节进行处理;从飞机非压力区域向机外排水应保证液体持续排出。飞机机身结构的正确排水必须通过严密的设计而不是大量使用密封剂来保证。
飞机机身结构的排水设计应提供数据证明有合理且足够的排水路径和排水位置, 并通过试验证实飞机的排水效率。
2 机身结构排水设计要求
2.1 通用设计要求
在机身的增压区域, 机身的排水应满足以下要求:1) 机身结构应该为排除冷凝液体设置通风或排水设施;2) 通向机外的排放系统应设计成将舱内空气的泄漏最小化, 总的空气泄漏量必须控制在座舱压力损失的许可范围内;3) 机外排放口的设计应该满足飞机内部噪声控制的相应要求;4) 卫生间的废水应该存储在指定的废水箱内, 废水箱应该垂直于地面服务面板;5) 厨房和卫生间水槽的废水应该通过排水管、排水杆排到舱外或者收集在指定的容器中, 到地面后再排出, 而不允许将水排到舱底;6) 厨房、洗手间和登机区域的地板应密封以防止液体渗漏到相邻区域或地板下的设备或结构上;7) 在客舱门和货舱门门槛底部应排水充分, 以防止积水。
在机身的非压力区域, 所有多余液体都应排到舱外;在正常飞行过程中, 排水杆应保持正吸力。
机外排放口的设计应满足下列要求:1) 排放口的设计和安装应对机身的影响最小, 除已有的规定外, 其位置应尽量位于机身底部;2) 具有最小气动阻力外形;3) 机外排放口排放的液体不能流入既定的安全区, 如进入发动机罩上部位置等区域。
作为一项设计目标, 易燃液体的排放装置和出口应位于机身的一侧 (如左下部) ;客舱和辅助设备的通气管和进、出口应位于机身的一侧 (如右侧) ;水系统的加、排水口应和废水系统的冲洗、排放口的位置分开。在不具备排水系统的部位 (例如驾驶舱顶部) , 应在结构和绝热隔音层之间保证新鲜空气的充分流动, 以保证所聚集的水蒸发或被流动的空气带走。
2.2 具体设计要求
结构上的所有区域, 包括接头、滑轨和系统元件, 凡能引起凝露或积存雨水、防冻液、冲洗液、冷凝水或溢出液的结构死角或部位, 都应设计适当的排水通路、排水孔或舱外排水管, 以防腐蚀引起的机体损伤。
结构上的排水孔应设置得便于液体在长桁和其它构件之间流通, 这些孔应符合结构耐久性设计要求。当最小直径的排水孔不符合结构要求时, 可以采用椭圆孔代替, 或提供多个总表面积更大的小尺寸排水孔。所有隔框之间不能提供排水功能的长桁上应设置排水孔。排水孔的尺寸和数量应接近, 以保证所有的水在可能聚集的区域都能有效排出。所使用的最大排水孔尺寸不应影响零件的完整性。不能堵塞沿着长桁和穿过隔框的排水路径, 以保证水的完全排出和减少水的聚集。应避免使用过量的密封剂, 以保证排水所用的间隙和孔洞保持开敞。
避免在封闭的空间里积水。如果不可避免, 必须在型腔内提供排水孔, 并且将零件设计成允许液体流到该排水孔;在设计难以满足这些目标的情况下, 可以使用密封剂帮助水排向排水孔。所有可能积液的空隙或沟槽都应用密封剂填平, 以让液体通过最近的排水孔排出。结构设计时应尽量减少密封剂的使用。
飞机机体 (包括机身和机翼) 上的凝聚物, 应通过带有排放活门的排放孔或排放口排至机外。在增压区之内的结构, 应通过通风或排放措施清除所有液体, 在需要的区域应设置液体排放管路, 并通往机外排放口。定位液体排出口时应做到排出的液体, 不管是排到地上的还是排到空气中的, 都不可以沿结构回流, 也不可流到结构、机舱或驾驶舱的窗户上。在座舱的绝热隔音层和结构之间应有足够大的空间, 以排除毛细管作用;并应采取有效办法清除凝聚物。
飞机舱底区域和各长桁上的绝热隔音层应采取措施, 以使得绝热隔音层到蒙皮和长桁之间有最大的净空间隙。当需要时, 在绝热隔音层和蒙皮之间使用干燥的衬垫, 使得它们之间有足够的距离并使水在衬垫表面上流动。
3 机身主要区域的排水设计要点
3.1 机舱底部
在机身底部应提供尺寸足够大的排水路径 (包括沿飞机中心线的排水装置) , 以保证全部结构横向排水的有效进行。在机舱底部的压力区域, 机外排水应使用自动压力阀门完成。排水阀应使用绝缘套进行保护, 以保证阀门的正常工作。在机身的最低部位以及机身对称面两侧应提供排水装置 (如排水阀) 。在机舱底部的非压力区域, 龙骨梁、起落架舱隔框和后压力隔框的后表面是需要良好排水和充足排水孔或排水阀的区域。
3.2 客舱和驾驶舱地板
湿地板区域 (如厕所和厨房、门附近等区域) 的座椅滑轨应进行完全密封, 以防止水在座椅滑轨内聚集;对于干地板区域, 使用搭接在地毯上的覆盖物盖住座椅滑轨是能有效防水的方式;应提供相应设施防止水从客舱地板溅到驾驶舱。
3.3 货舱地板
货舱地板不需要排水系统。在设计上应保证无多余的水聚集, 任何所聚集的水应能作为飞机阶段性维护期间的一项工作而被排放。
3.4 门入口区域
每个登机门和服务门上部应安装排水槽;登机门和服务门的门槛应设计成允许水聚集, 然后流向机身底部区域。登机门、服务门和货舱门的门槛及其周围结构应设计成保证液体不聚集在角落里的形式。
3.5 门
所有向机外开启的门应设计成当门在打开位置时防止水直接溅入。登机门和服务门的支撑结构在门打开时不应聚集雨水。压力门应使用自动排水阀排水, 非压力门应设置排水孔。门的内部结构 (如纵梁) 应设置斜坡和排水孔, 使得不需要额外的密封剂就能直接将水排放。从关闭的登机门和服务门向外排放的液体应能向下流向门槛处, 并流向排水阀。所有舱门应设计成在门打开时, 液体能排放到机外;设计上要预防因液体冻结而阻碍舱门的开闭使用。
4 机身典型排水路径及结构
4.1 环向排水路径
机身结构在长桁、框和角片的交界处形成了自然的环向排水路径, 将液体从机身上部排向机身下部。上、下长桁通过在长桁上设置排水孔也构成了环向排水路径, 如图2所示。
4.2 纵向排水路径
在长桁上, 液体通过长桁与剪切角片之间的空隙流向长桁上的排水孔, 形成了纵向排水路径。流向机身底部的液体最终通过舱底最低点处布置的排水阀排向机身外部, 如图3所示。
5 结语
飞机机身结构的有效排水对于防止机体腐蚀十分重要;机身结构的排水设计应满足适航要求以及结构耐久性和防腐蚀设计等要求;在机身的不同部位, 充分利用机身结构的原有特点, 合理布置排水孔、排水阀和排放口等排水设施, 有效使用密封剂, 以满足飞机不同区域的排水要求。
参考文献
[1]《飞机设计手册》总编委会.飞机设计手册:第10册飞机结构设计[M].北京:航空工业出版社, 2001.
民用飞机气源系统感压管设计 篇9
民用飞机气源系统选择从发动机、辅助动力装置或高压地面气源引气, 为座舱空调、增压、机翼防冰、发动机起动、燃油箱堕化及水箱增压提供气源, 满足下游用气系统的压力、温度和流量需求。
气源系统压力控制采用压力传感器闭环控制调节, 感压管的作用即为将高压导管内的压力传至传感器参与调节。
1 气源系统感压管设计
气源系统感压管设计具有如下特点:
a) 高温高压:感压管位于飞机吊挂内, 直接与高压导管接连, 管内压力较大, 温度较高;
b) 补偿量大:高压导管由于机械载荷和热载荷的作用, 高压导管存在较大位移量, 感压管设计时需存在足够的补偿量, 防止使用中疲劳或被拉断;
c) 布置空间小:感压管安装于飞机吊挂内, 吊挂区域空间较小, 布置紧张, 根据航空设计经验, 需与其他设备保持至少12.5mm的间隙。根据以上特点, 选用Ti-3Al-2.5V钛合金管材作为气源系统感压管材料。Ti-3Al-2.5V材料具有密度低、比强度高、抗腐蚀性能好, 热膨胀系数较低等优点, 广泛应用于航空航天领域。其具体特性如表1所示[1]。
根据航空设计经验, 气源系统感压管设计时应遵循以下要求:
a) 感压管弯曲半径不小于管径的2倍, 推荐为管径的4倍;
b) 感压管弯曲段之间的最小过渡直线段应不小于管径的3倍;
c) 扩口感压管端部到最近弯头的直线段间距应不小于16mm, 无扩口感压管端部到最近弯头的直线段距离应不小于33mm;
d) 感压管设计不应存在低点, 导致水滴及污染物的聚集;
e) 感压管设计应存在各个方向的弯曲, 以满足补偿能力的要求。
综上要求, 气源系统的感压管设计如图1所示。
2 气源系统感压管校核
感压管所受载荷由以下载荷产生:工作压力 (正常和非正常状态) 、区域加速度、热胀冷缩引起的变形、安装接口结构的变形等。根据实际使用条件分析, 感压管的载荷校核流程如图2所示。
感压管设计外径9.525mm, 壁厚0.889mm, 采用Ti-3Al-2.5V钛合金管材直接弯制而成, 弯曲半径设计为感压管外径2倍, 具体设计见图1。
根据航空设计经验及要求, 感压管验证压力为最大正常工作压力的1.5倍, 爆破压力为最大正常工作压力的3倍。
感压管的强度校核采用有限单元分析方法进行, 使用Patran/Nastran软件2008 R2版本。Patran/Nastran是美国MSC公司最初为登月计划开发的一款集工程设计、工程分析、结果评估、用户化身和交互图形界面为一身的CAE软件, 经几十年的发展, 被广泛应用于航空、航天、汽车、船舶等各行各业。
感压管有限元模型由壳单元构成, 共划分节点10880个, 网格10817个。各接头及卡箍的约束模拟采用多点约束中的RBE2的约束方式。校核采用第四强度准则:
式中:σ1———第一主应力
σ2———第二主应力
σ3———第三主应力
[σ]———许用应力
经有限元分析得, 感压管最大限制载荷工况应力为263MPa, 最大极限载荷工况应力为394.5MPa。
根据材料力学性能与温度曲线, 插值可得130℃下Ti-3Al-2.5V的屈服强度和抗拉强度分别为:495.8MPa和619.2MPa。
感压管的安全裕度为:
因此感压管设计可满足使用要求。
3 结语
本文探讨了一种气源系统感压管的设计与校核方法。针对气源系统感压管的高温高压、补偿量大、布置空间小的使用特点, 对感压管的材料、弯曲半径、弯曲形式进行了讨论, 设计了一套气源系统感压管。并对进行了强度校核, 校核结论显示设计满足使用要求。
参考文献
民用飞机研制不合格品控制 篇10
不合格品控制是民机研制质量管理工作的一个重要环节, 也是飞机构型控制的重要内容, 更是确保飞机符合预期指标的重要方面。
在飞机的设计、制造、试验试飞、交付运营过程中, 不合格品的产生除了飞机本身存在的设计缺陷外, 更多的是在生产制造过程的失控而导致飞机零部件不能满足预期的要求。不合格品一旦被装机, 将会直接影响到最终交付飞机的质量, 甚至会影响到飞行试验和终端客户使用中人、机的安全, 因此我们要重视不合格品的控制工作, 也要把它作为质量管理工作中一项长期而艰巨的任务抓好, 以确保民机研制的成功, 为客户提供优质的民用客机以取得项目的商业成功。
1 不合格品控制的基本要求
不合格指不满足规定的要求, 意为一种或多种质量特性偏离了规定的要求或缺少上述特性或要求。可以这么说, 任何具有一项或多项品质不符合设计图纸、技术规范等要求的产品、器材、零部件都叫不合格品, 涉及到设计图纸的缺陷或不完善, 不符合要求的航材、外购件、外包件、在制品、零部件及大部件等。
在AS9100标准中对不合格的控制提出了要求:“组织应确保不符合产品要求的产品得到识别和控制, 以防止其非预期的使用或交付。应编制形成文件的程序, 以规定不合格品控制以及不合格品处置的有关职责和权限。”标准中还指出对不合格品要进行识别、记录、隔离、评审和处置, 并保持不合格的性质以及随后所采取的任何措施的记录, 包括让步批准的记录等。
对于标准的理解, 不合格品的评审首先对要不合格品的状态予以鉴别、分类, 确认不合格品的缺陷类别以及产生的原因和采取必要的措施, 而鉴别不合格的依据是设计图纸、规定技术类文件、制造工艺文件和质量控制文件, 除了现场捕获到的不合格品单个样本外, 必要时还要追溯到原材料、库房件及其他已装机的产品等, 经过鉴定后就应迅速对不合格品发生的范围加以控制, 并将不合格品与合格品、在制品严格隔离, 做好标识, 防止其预期的使用和不合格的再次扩大, 以待不合格品做出处理。
2 如何做好民机研制的不合格品控制
2.1 民机不合格品管理和控制现状
XX型号民机项目的研制采用的是多国协作、国内异地参研的模式, 其中包括多家国际一流企业构成的系统供应链和数家国内主参研单位, 多地管理、多方协作和紧张的研制进度给不合格品的控制带来了诸多的难点和不便之处。如各参研单位的管理模式不同、工艺水平不同、生产能力不同、技术/管理人员素质不同等因素, 出现了部分参研单位对偏差描述含糊不清、原因分析不准确、纠正措施针对性不强等问题, 导致纠正措施不能起到持续改进的功效, 也没有从体系全方位的角度查找薄弱环节, 追根溯源, 治标而不治本, 导致同样的不合格重复发生, 形成了到处“救火”的局面, 培养出了一个个强救火的消防员, 却出现了一个执行弱的不合格品控制体系。如何才能做好该型号的不合格品控制呢?需要从管理方面入手, 不断完善不合格品控制体系才是关键。
2.2 建立不合格品控制体系
在型号的立项之初已经建立了一套完善的不合格品控制管理体系, 发布《不合格品控制管理规定》以保证项目研制的正常运行和产品质量, 包括了不合格品审理系统涉及到的不合格品审理委员会 (MRB) 和纠正措施委员 (CAB) , 以确保不合格品标识隔离、不合格记录、审理处置, 特别是原因分析和纠正措施的有效运行。因此, 不合格品的处理需要建立在一个健全的不合格品审理体系下, 才能很好的规避不合格品装机带来的各种风险和潜在隐患。同时, 为了提高不合格品的控制和管理效率, 该型号由前期的不合格品纸质流程进化到了电子化平台的开发, 而这仅仅是不合格品流转方式的改变, 电子平台仅仅是工具而已, 关键还是体系的不断完善和良好的工作运行。
2.3 体系运行和持续改进
在规范的控制和管理体系的建立只是不合格品控制好的前提, 关键还是体系的不断完善和良好的工作运行, 要让制度落地。只有在领导重视和全员参与的重要基础上, 严格按照文件规定的要求执行, 在处理不合格品上体现定位准确、机理清楚、问题复现、措施有效、举一反三的归零要求。同时, 质量人员要融合到设计和生产技术团队中, 让质量要素下沉, 发挥全员作用, 持续改进, 不断提升各个环节工作人员的素质。
2.4 质量统计技术的运用
现代质量管理活动中, 需要应用各种数理统计技术方法, 不合格品的控制当然也不能例外, 统计技术成为不合格品控制与管理的一项重要因素。在AS9100标准中也规定了组织应确定、收集和分析适当的数据, 以证实体系的适宜性和有效性, 不合格品的控制与管理也应通过各种数理统计技术方法分析过程和产品特性趋势的相关数据。
抽取该型号飞机在研制连续的3000份不合格品控制表单进行统计分析, 发现90%的处理结论是原样使用和返修, 超差基本都集中在零部件的尺寸超差、孔超差以及装配过程的超差, 主要原因以操作者操作失误、工艺技术、工装错误、设计缺陷等, 而这些数据的分析为提升产品的设计质量、制造质量、人员培训等提供了很好的改善信息, 以不断完善不合格品的控制和管理过程。
2.5 MRB的评审和处置
在该型号飞机不合格品控制过程中, 不合格品的评审和处置的重点是不合格品的可用性和处理方案的可实施性, 即根据不合格带来的影响程度来判定后续的产品的加工和使用要求, 最终给出原样使用、返修、返工或是报废的处理结论。对于可能影响飞机的适航性、安全性、性能、重量 (对于重量因素较重要的零组件) 、使用寿命、可维护性或可互换性产生不利影响的不合格, 以及对接口、符合性验证试验、试飞有影响的不合格处理应特别慎重, 我们把这类不合格定义为较大偏离, 应由具有权威的授权MRB和有关方面人员进行充分讨论后才能决定。
对于不合格品的最终处理结论是原样使用或是返修的, MRB在处理时需要从严掌握, 需写明原样使用的理由和返修需要的步骤, 因为这两种情况都是以降低零部件的技术要求为前提的, 这很有可能会造成飞机在运营过程中的质量损失。民用飞机作为航空产品的主导产品之一, 这种处理结论还必须得到CAAC的批准, 才允许被执行, 决不能草草了事乱下定论。
更需要提醒注意的是, 并非所有的不合格品都可以让步使用或放行。当产品的某些特性不合格将导致人、机的不安全时, 是绝对不允许让步使用或放行的。民用客机更是一种特殊的产品, 不合格品的装机使用直接影响到飞机运营中人、机产的双重安全问题, 因此一定要慎之又慎。
4 结束语
XX型号飞机的研制, 不论从设计能力、制造能力和管理创新, 甚至全球采购商业技术合作的模式都是一次全新的挑战和考验。这对不合格品控制也是一次全新的体验, 经过多年的实践摸索, 阻挠不合格品控制的几大难题解决方法基本落地, 不合格品得到了很好的控制和管理。
