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型号验收报告 - Leonardo Helicopters AW109/119
A109S“Grand”是使用配备 FADEC 的 PW207C 发动机的 A109E 的改进型。其他差异包括加长的机身（200 毫米）、使用更大的滑动乘客门和增加最大起飞重量。由于机身的改变，后来的认证基础适用，要求座椅符合动态测试要求和防撞油箱。主旋翼毂和新的起落架配置取自 A109LUH；使用与 A119 类似的主旋翼叶片；尾翼经过改装以使用翼尖，并且对包括航空电子设备在内的各种其他系统进行了偶然改进。 A109S 还可以配备“Trekker”套件，该套件引入了固定滑橇装置、航空电子设备更新和 AFCS（如果尚未安装在飞机上作为选项）。
开发水平和垂直稳定器
根据短期稳定性参数和静态纵向杆稳定性的设计标准，确定俯仰力矩特性中水平稳定器的设计和尺寸的目标值（单位为 teffilS）。研究了 Cooper Harper 等级 (CHR) 与短期特性之间的关系以及俯仰力矩斜率与短期特性之间的关系。发现，如果整个机身的俯仰力矩斜率为负，则短期响应的 CHR 将小于 3 V。对于静态纵向杆稳定性，确定由于 Oryx 和本次演习中要设计的飞机具有相同的旋翼系统和相同位置的水平稳定器，因此如果俯仰力矩斜率与攻角曲线相似，则静态纵向杆稳定性将相似。
运输飞机问题清单 - 2024 年第四季度
运输 T-0208 结构 复合材料结构的耐撞性 需要特殊条件来确保复合材料机身的耐撞性特性（例如，保持质量、维持乘客承受的可接受加速度和载荷、维持可存活体积、维持乘客紧急出口通道）等于或优于由传统金属材料制成的类似尺寸飞机的耐撞性特性。适用于各种飞机型号的类似特殊条件（例如，特殊条件编号 25-537-SC、25-528-SC 和 25-362-SC）解决了这些新颖或不寻常的设计特点。申请人可以通过向负责认证项目的航空器认证服务办公室提交信函来申请类似的特殊条件。
电传操纵系统中的风险管理
电传操纵系统通常用于军用战斗机，使飞机更易于操纵。更准确地说，电传操纵系统能够使用不稳定的机身提供更大的机动性。这种飞机需要计算机进行足够快的调整，以抵消机身的自然不稳定性并保持飞机可飞行。在运输飞机中，电传操纵系统用于提高燃油效率、乘坐舒适度和安全性。这些飞机通常在控制系统丢失的情况下可以飞行，但有些需要备用系统来提供飞行员控制装置与飞机控制面之间的连接，以实现与传统飞机类似的直接控制。就航天飞机而言，电传操纵系统使飞行器保持在正确的飞行剖面内，使其能够到达预定目标而不会超出任何飞行器限制。
典型飞机机翼的设计和疲劳分析... - IRJET
此前，飞机机身结构定义几何形状中连接机翼机身和垂直尾翼机身的凸耳已提交有限元分析 [2-3]。由于快速加速和复杂运动，机翼表面将承受严重载荷 [4]。由于最大弯矩，机翼根部将经历最高的应力集中 [5]。支架用于将机翼连接到机身框架。机翼的弯矩和剪应力通过这些附件传递到机身 [6]。此外，疲劳是指结构部件强度在运行过程中持续下降，在极低的极限应力水平下就会发生故障。这是由于重复载荷作用时间较长。基于静态结构分析，利用应力寿命技术和 Goodman 标准进行的疲劳寿命计算预测几何形状是安全的 [7]。因此，机翼机身凸耳连接结构采用有限元分析和疲劳寿命计算方法进行设计。
电传操纵系统中的风险管理
电传操纵系统通常用于军用战斗机，以提高飞机的机动性。更准确地说，电传操纵系统使不稳定的机身能够提供更大的机动性。这种飞机需要计算机以足够快的速度进行调整，以抵消机身的自然不稳定性并保持飞机可飞行。在运输飞机中，电传操纵系统用于提高燃油效率、乘坐舒适度和安全性。这些飞机通常在控制系统丢失的情况下可以飞行，但有些飞机需要备用系统来提供飞行员控制装置和飞机控制面之间的连接，以实现与传统飞机类似的直接控制。以航天飞机为例，电传操纵系统使航天飞机保持在正确的飞行轨迹内，使其能够到达预定目标而不会超出任何飞行器限制。
航空航天地面测试 | PCB Piezotronics
在新型飞机的开发初期，设计寿命或“预期寿命”目标（以飞行周期（起飞和降落）或飞行小时计算）就已经确定了。由于其极端的操作环境，军用战斗机的设计预期寿命可能只有数千个飞行小时。对于民用运输飞机，设计寿命目标通常为数万个飞行周期。在首次飞行之前，在对全尺寸飞机结构进行地面测试时，会积累大量此类周期。了解预期的飞行载荷谱可以实现机身的压力循环，以及机翼、尾翼和其他主要结构的液压载荷。大型数据采集系统可以监测施加的压力和载荷以及由此产生的结构挠度和应变。此过程通常会使用无损检测设备进行定期检查，以监测由此产生的裂纹扩展情况。
航空航天地面测试 - PCB Piezotronics
在新型飞机的开发初期，设计寿命或“预期寿命”目标（以飞行周期（起飞和降落）或飞行小时计算）就已经确定了。由于其极端的操作环境，军用战斗机的设计预期寿命可能只有数千个飞行小时。对于民用运输机，设计寿命目标通常为数万个飞行周期。在首次飞行之前，在对全尺寸飞机结构进行地面测试时，会积累大量此类周期。了解预期的飞行载荷谱可以实现机身的压力循环，以及机翼、尾翼和其他主要结构的液压载荷。大型数据采集系统可以监测施加的压力和载荷以及由此产生的结构挠度和应变。在此过程中，通常会使用无损检测设备进行定期检查，以监测由此产生的裂纹扩展。
典型飞机机翼机身凸耳的设计与疲劳分析
此前，飞机机身结构中连接机翼机身和垂直尾翼机身的吊耳已提交有限元分析 [2-3]。由于快速加速和复杂运动，机翼表面将承受巨大的载荷 [4]。由于弯矩最大，机翼根部将承受最大的应力集中 [5]。支架用于将机翼固定在机身框架上。机翼的弯矩和剪应力通过这些附件传递到机身 [6]。此外，疲劳是指结构部件强度在运行过程中不断下降，在极低的极限应力水平下就会发生故障。这是因为重复载荷作用的时间较长。基于静态结构分析，利用应力寿命技术和 Goodman 标准进行的疲劳寿命计算预测几何形状是安全的 [7]。因此，机翼机身吊耳连接结构采用有限元分析和疲劳寿命计算方法进行设计。