飞机飞行

摘要： 航空行业是一个高风险、专业型、安全性高的行业,飞行安全是整个航空事业稳定发展的生命线,是民航工作发展的理想信念,随着我国民航事业的不断发展,人们对飞行任务的要求越来越高,对此民航行业也需要强化责任意识,加强管理,做好飞机维修工作,从根本上确保飞机飞行安全。当前,飞机维修工作的常见问题是人为预测不当、操作不当导致的,对此,本文主要探讨飞机维修工程中的人为因素,重点论述了关于人为差错导致维修差错的现象,以此提出了关于人的管理方案,旨在提高维修质量,确保飞机后期飞行不受影响。

摘要： AD-1旋转翼飞机被誉为NASA飞机制造史上最不可思议的一款产品!它是至今唯一飞起来的载人斜翼飞机。这架飞机机长11.6米,翼展10米。与普通的飞机不同,它的斜翼可以绕中央的枢轴旋转。在低速飞行时,机翼与机身保持垂直,随着速度的提升,机翼与机身呈一定角度,最大角度可达到60度——这个角度被科学家认为是最利于飞机飞行的角度。

摘要： 上一期咱们介绍了一种有趣的航空发动机。那么,比活塞式发动机迟一些出现,更为先进的航空发动机又是什么呢?它就是大名鼎鼎的涡(wō)轮喷气发动机。“涡喷”的历史涡轮喷气发动机通常简称为“涡喷发动机”。咱们先来看看它的历史。随着航空业的不断发展,世界上许多飞机设计师都在探索使飞机飞得更快的办法。他们在实践中发现,使用活塞式发动机的飞机飞行能力已达到极限。要使飞机飞得更快更高,必须更换发动机。

摘要： 天气因素对飞机飞行的影响较大。在诸多天气因素中,如云层、风、气流、雷雨、雪天和结冰等,当属云层这种天气因素,对飞机的飞行影响较大。因为云层对飞机飞行的影响具有多重性,给飞机飞行与降落带来的飞行事故概率相对较高。云层飞机飞行的影响,既可以造成飞机降低空中飞行的能见度,也可以给飞机造成颠簸,既可以造成飞机机体表面积冰,又可给飞机驾驶员造成飞行错觉误判,还可以影响飞机的安全降落着陆。为确保飞机飞行与降落安全,需要飞机指挥系统和飞机驾驶员在各种天气因素当中,对云层积聚与分布情况,进行时刻研判。

摘要： 低能见度下精密飞行是现代飞机驾驶员飞行过程中的重要技术,对于飞机飞行安全有非常重要的作用.本文笔者针对低能见度下飞机精密飞行进行了分析研究,在文章中简要阐述了低能见度情况出现的主要原因,并对ILS系统进行了分析研究,也提出了低能见度下精密飞行的技术要点.低能见度飞行技术研究,对于现代飞行员飞机安全技术研究有重要的作用,以下是本文对低能见度精密进行飞行进行的重要技术研究.

摘要： 2019年3月10日,中国商飞新能源验证机灵雀H在郑州上街机场试飞成功,飞机飞行平稳,全系统状态良好,符合仿真预期,作为动力源的氢燃料电池动力系统,得到充分验证。至此,从2019年1月以来灵雀H新能源验证机,开展了4个构型10架次的试飞任务圆满完成,标志着中国商飞未来民机在新能源领域的探索取得实质进展。

摘要： 这是美国宇航局第一次抓拍到两架超音速飞机产生的冲击波在空中相遇的照片。当飞机飞行的时候,它会将行进路线上的空气分子撞出,从而产生声波。由于飞机速度很快,它会继续从后面撞击其产生的声波,声波被压缩并最终合并成一个强烈的冲击波。

摘要： 随着我国航空事业不断发展,近些年飞机结冰问题造成事故频问题也愈加严重,严重影响飞机飞行的安全性.这就需要重视结冰对飞机飞行安全的影响,并采用相关防护技术,降低飞机飞行的结冰率或减少结冰对飞机飞行安全的影响.基于此,文章重点探究飞机飞行结冰的机理和对飞机飞行的安全影响,进而提出了飞机飞行结冰防护技术.

摘要： 目前由于飞机机械设备所造成的事故几率已经大幅度减少,反之人为差错所引发的飞机事故却在连年激增,逐渐成为影响航空飞行安全的关键因素之一.本文从人为差错的定义入手,通过对飞机维修工作中人为差错发生原因进行分析,探究具有针对性的解决方案,从而有效减少人为差错的发生,提高飞机的飞行安全与稳定.

摘要： 本文针对飞机飞行的安全管理的迫切需求,借鉴Boeing,Airbus等国外先进航空设计和制造的成功经验,对飞机飞行阶段的安全与经济性开展系统深入的研究,形成航空器飞行安全技术评估体系,提升我国航空安全的监控与保障能力,降低安全风险,填补国内在此领域的空白具有十分重要的现实意义和型号工程实用价值.

摘要： 雷雨天气突发性强，对飞机飞行有着极大的危害。为了给飞机飞行提供更精确及时的气象预报，航路雷雨探测系统将多普勒天气雷达不同仰角的基本反射率产品与航路点相对应，并结合飞机acars 位置报信息，自动选择最近的雷达站，根据位置报信息计算出飞机当前位置相对于雷达站的仰角，选择适当仰角的雷达产品进行显示，以更快速准确地探测出飞机周围的雷达回波情况。另外，该系统还对福建省四部多普勒雷达基本反射率产品进行拼图，并叠加福建省内航路信息，达到对航路雷雨回波的精细探测。

摘要： 基于等效粗糙近似理论来模拟粗糙表面的流动问题是目前唯一可以直接应用于工程的方法.现已发展出基于各种常用湍流模型的多种粗糙效应修正模型,但每种模型的使用条件和模拟能力存在差异,需要在工程实践中明确出来.对比Blanchard粗糙平板试验结果,分析研究了三种常用湍流模型的部分常用粗糙效应修正模型的适用范围和气动力模拟性能.研究表明,表面粗糙度对壁面摩擦力和边界层流动影响较大,这些方法在一定范围内可以较好地模拟粗糙效应.

摘要： 基于等效粗糙近似理论来模拟粗糙表面的流动问题是目前唯一可以直接应用于工程的方法.现已发展出基于各种常用湍流模型的多种粗糙效应修正模型,但每种模型的使用条件和模拟能力存在差异,需要在工程实践中明确出来.对比Blanchard粗糙平板试验结果,分析研究了三种常用湍流模型的部分常用粗糙效应修正模型的适用范围和气动力模拟性能.研究表明,表面粗糙度对壁面摩擦力和边界层流动影响较大,这些方法在一定范围内可以较好地模拟粗糙效应.

摘要： 基于等效粗糙近似理论来模拟粗糙表面的流动问题是目前唯一可以直接应用于工程的方法.现已发展出基于各种常用湍流模型的多种粗糙效应修正模型,但每种模型的使用条件和模拟能力存在差异,需要在工程实践中明确出来.对比Blanchard粗糙平板试验结果,分析研究了三种常用湍流模型的部分常用粗糙效应修正模型的适用范围和气动力模拟性能.研究表明,表面粗糙度对壁面摩擦力和边界层流动影响较大,这些方法在一定范围内可以较好地模拟粗糙效应.

摘要： 基于等效粗糙近似理论来模拟粗糙表面的流动问题是目前唯一可以直接应用于工程的方法.现已发展出基于各种常用湍流模型的多种粗糙效应修正模型,但每种模型的使用条件和模拟能力存在差异,需要在工程实践中明确出来.对比Blanchard粗糙平板试验结果,分析研究了三种常用湍流模型的部分常用粗糙效应修正模型的适用范围和气动力模拟性能.研究表明,表面粗糙度对壁面摩擦力和边界层流动影响较大,这些方法在一定范围内可以较好地模拟粗糙效应.

摘要： 基于等效粗糙近似理论来模拟粗糙表面的流动问题是目前唯一可以直接应用于工程的方法.现已发展出基于各种常用湍流模型的多种粗糙效应修正模型,但每种模型的使用条件和模拟能力存在差异,需要在工程实践中明确出来.对比Blanchard粗糙平板试验结果,分析研究了三种常用湍流模型的部分常用粗糙效应修正模型的适用范围和气动力模拟性能.研究表明,表面粗糙度对壁面摩擦力和边界层流动影响较大,这些方法在一定范围内可以较好地模拟粗糙效应.

摘要： 基于飞机在飞行中所处的动平衡状态,求解飞机的运动方程并得到每个节点的载荷.在此基础上利用惯性释放进行全机平衡求解,最后根据计算结果对机翼的计算位移值和试验值进行对比分析.

摘要： 基于飞机在飞行中所处的动平衡状态,求解飞机的运动方程并得到每个节点的载荷.在此基础上利用惯性释放进行全机平衡求解,最后根据计算结果对机翼的计算位移值和试验值进行对比分析.

摘要： 基于飞机在飞行中所处的动平衡状态,求解飞机的运动方程并得到每个节点的载荷.在此基础上利用惯性释放进行全机平衡求解,最后根据计算结果对机翼的计算位移值和试验值进行对比分析.

摘要： 在用于加强例如飞机或飞行器的部件的芯结构(2)的基质或纺织物的方法中，执行下面的方法步骤：通过供给装置(12)供给连续的半成品件(6)进入包括多个夹座(17)的传送装置(15)的夹座(17)；使用截短装置(13)截短连续的半成品件(6)以便形成截短的加强半成品件(7)，其接收在夹座(17)内；将夹座(17)传送至加工装置(14)；使用加工装置(14)将截短的加强半成品件(7)削尖；将夹座(17)传送至芯结构(2)的将要加强的基质或纺织物；和使用柱头射击装置(16)将削尖的半成品件(7)射击进入芯结构(2)的基质或纺织物。一种相应的装置执行该方法，通过该方法和/或通过该装置制造部件，以及一种飞机或飞行器，包括这种部件。

摘要： 本发明涉及外部飞行器灯单元、直升飞机和飞机。外部飞行器灯单元包括：外壳；安装结构，安装到外壳并基本沿着第一横截平面远离外壳延伸；透镜盖，安装到外壳，环绕安装结构，并限定内部空间，安装结构将内部空间划分成第一部分内部空间和第二部分内部空间；多个防撞光源，配置为在操作中发射相应序列的警示闪光并且布置在安装结构上并且共同地提供在第一横截平面内至少180°的防撞光输出张角；第一前向导航光源和第一前向导航光学系统，配置为在操作中发射连续的第一前向导航光输出并布置在第一部分内部空间中；以及第二前向导航光源和第二前向导航光学系统，配置为在操作中发射连续的第二前向导航光输出并布置在第二部分内部空间中。

摘要： 本发明公开了一种飞机编队飞行实验的飞机支撑装置及跨声速风洞实验装置，该支撑装置包括固定设于风洞实验段的底部的底座，背撑支架包括第一连接臂和第二连接臂，第一连接臂与第二连接臂呈角度连接，第一连接臂与底座固定连接，第二连接臂通过变角块与长机连接；变角块包括连接于长机的安装部、变角板，变角板与第二连接臂连接；弯尾连杆的一端连接于风洞实验段中的网格测力机构，弯尾连杆的另一端通过一天平支杆与六自由度天平连接，六自由度天平连接僚机。本发明实现了在飞机编队飞行的风洞实验中对长机的牢固支撑和对僚机飞行状态的控制，进而提高了风洞实验评估大型飞机编队飞行效能和进行队形参数优化的准确性。

摘要： 在用于加强例如飞机或飞行器的部件的芯结构(2)的基质或纺织物的方法中，执行下面的方法步骤：通过供给装置(12)供给连续的半成品件(6)进入包括多个夹座(17)的传送装置(15)的夹座(17)；使用截短装置(13)截短连续的半成品件(6)以便形成截短的加强半成品件(7)，其接收在夹座(17)内；将夹座(17)传送至加工装置(14)；使用加工装置(14)将截短的加强半成品件(7)削尖；将夹座(17)传送至芯结构(2)的将要加强的基质或纺织物；和使用柱头射击装置(16)将削尖的半成品件(7)射击进入芯结构(2)的基质或纺织物。一种相应的装置执行该方法，通过该方法和/或通过该装置制造部件，以及一种飞机或飞行器，包括这种部件。

摘要： 本发明公开了一种飞机及用于飞机的飞行模式控制装置和飞行模式控制方法。该飞行模式控制装置包括：触控显示装置，其经第一通道与自动飞行系统可操作地通信连接，并能够显示用于供操作人员控制自动飞行系统的操作的交互界面，触控显示装置还被配置为能够响应于触控操作生成第一类控制指令，并将第一类控制指令发送至自动飞行系统；物理操控装置，其经第二通道与自动飞行系统可操作地通信连接，并能够响应于物理操作生成第二类控制指令，并将第二类控制指令发送至自动飞行系统；通道控制器，其能够选择性地禁用第一或第二通道。本发明提供了兼具友好便捷的操控性和较高的系统安全性的和自动飞行系统相关联的交互控制技术。

摘要： 本发明关于一种将传统的自持的水平起落飞机转变成混合式整体自持垂直起落和水平飞行的系统,该系统除了飞机已有的推进系统外还具有在垂直起落时使用的带动旋翼叶片(1)的液压推进系统;上述液压系统是以飞机发动机作为动力的,还具有至少一个辅助发动机(2),它装在飞机的后部和/或下部,在相应的垂直位置和水平位置的两个极限位置之间逐步倾斜和摆动;上述飞机的推进装置在垂直起落和转向时不起动,在自持水平飞行时起动;上述至少一个辅助发动机在垂直起落和转向时工作,在自持水平飞行时不起动。

摘要： 本发明涉及无人飞机技术领域，尤其是涉及一种无人飞机及无人飞机的飞行控制方法。本申请提供了一种无人飞机，包括机身、多支机臂和多个旋翼；多支机臂设置于机身上，且机臂的一端与机身相连接，机臂的另一端向远离机身的方向延伸；沿机臂的长度延伸方向设置有多个发动机，各个发动机上均安装有旋翼，即本申请实施例的无人飞机的各支机臂上均设置有多个旋翼。因此在旋翼数量一定时，本申请实施例的无人飞机减少了机臂的数量，从而简化了无人飞机的结构、减小了机身重量，提高了飞行性能。本申请还提供了无人飞机的飞行控制方法，以在无人飞机发生的发动机故障的情况下实现无人飞机的正常飞行或平稳降落。

摘要： 本发明涉及一种飞机机翼的确定方法，包括：设计飞机机翼模型，包括确定主机翼、单缝襟翼、第一连杆L1和第二连杆L2，主机翼底部后缘A点固定连接所述第一连杆L1的一端，所述第一连杆与垂直方向呈夹角α，第一连杆长度为1，第一连杆的另一端O点与第二连杆L2的一端铰链连接，第二连杆L2的另一端固定于所述单缝襟翼下方，第二连杆配置为绕O点旋转，旋转最大角度为夹角β；基于有限元软件对飞机机翼模型进行网格划分；计算单缝襟翼的气动力参数；根据任务要求筛选满足设定气动力参数条件的飞机机翼。本发明的确定方法将结构和气动问题结合起来分析，考虑全面；避免结构和气动外形不匹配的问题；飞机机翼控制参数少，逻辑清晰。

摘要： 本发明涉及一种飞机和用于在飞行中变更飞机的构型的方法。‑一种飞机(1)至少包括机身(2)、两个机翼(3，4)、后部尾翼单元(7)、以及至少两个发动机(5，6)，所述后部尾翼单元包括提供有两个尾翼末端(9，10)的水平尾翼(8)，所述至少两个发动机被安排在所述机身(2)上、在所述飞机(1)的竖直对称平面(XZ)的两侧，所述飞机(1)具有纵向轴线(L)，所述发动机(5，6)被安装成至少在飞行中能够在所述机身(2)上与所述纵向轴线(L)大致平行地移位，并且所述尾翼末端(9，10)被安装成至少在飞行中能够相对于所述水平尾翼(8)枢转,所述飞机(1)因此具有在飞行中改变的构型。

摘要： 本申请属于飞机飞行载荷评估技术领域，具体涉及一种飞机部件飞行载荷评估方法，包括：确定飞机部件的受载规律；摘取飞机典型飞行情况下的飞行参数；以第一预定时间间隔提取摘取的飞行参数，以及提取过载时刻、典型参数峰谷值时刻摘取的飞行参数；对提取的飞行参数进行多维插值，得到可用飞行参数；基于飞机部件的受载规律、可用飞行参数，得到随时间变化的飞机部件受载情况；以第二预定时间隔提取飞机部件受载情况，以及提取飞机部件受载峰谷值时刻的飞机部件受载情况；基于提取的飞机部件受载情况对飞机部件飞行载荷进行评估。此外，涉及一种基于上述飞机部件飞行载荷评估方法的飞机飞行载荷评估方法。