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塞斯纳 T-303 飞行中疲劳裂纹扩展监控...
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。设想在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要来源，也是本研究的主题，可能是疲劳裂纹的存在和增长。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂
二手飞机指南：Cessna Cardinal - Alpha Systems AOA
尽管设计已有四十多年历史，但塞斯纳 177 Cardinal（拥有时髦的倾斜挡风玻璃、宽大的门和无支柱机翼）看起来比塞斯纳位于堪萨斯州独立市的工厂生产的最新 Skyhawks 更现代。然而，遗憾的是，Cardinal 是通用航空开发创新和大胆往往在市场上遭遇惨淡结果的典型例子。尽管人们对这种将引领轻型飞机新思维的设计寄予厚望，但 Cardinal 的起步却很艰难，在问世十年后就从塞斯纳的库存中消失了。
塞斯纳 182 Skylane 安全亮点 - DVI 航空
塞斯纳 182 Skylane 是越野旅行者和过渡飞行员的最爱。其出色的安全记录证明了其可靠性和结构完整性。该飞机于 1956 年首次制造，至今仍在生产，目前约有 13,000 架 Skylane 飞机在 FAA 飞机登记册上。本安全亮点分析了 1983 年至 1999 年之间发生的固定起落架 Skylane 事故。其中包括 1,314 起塞斯纳 182 事故和 3,022 起比较组事故，比较组包括以下飞机：塞斯纳 177 Cardinal、塞斯纳 205、塞斯纳 206、塞斯纳 207、湾流美国 AA-5 和派珀 PA-28。几乎四分之三（72%）的塞斯纳 182 事故都是小事故，几乎没有造成人员伤亡，而三分之二（66%）的对比飞机事故都是小事故。（见图 1）。根据 NTSB 第 830 部分的定义，造成严重伤害的事故在事故总数中所占比例较小。Skylane 发生的严重事故比对比飞机少。这可能是因为 Skylane 用于越野旅行，而对比飞机中的大多数事故涉及主要用作教练机的 PA-28。教练机参与更多的起飞和降落，而大多数事故都发生在这个阶段。根据 FAA 的估计，塞斯纳 182 飞机在 1983 年至 1999 年间飞行了约 2240 万小时。在此期间仅发生了 1,314 起事故，平均每架飞机发生 5.9 起事故
Cessna 172M Skyhawk II，N9085H 发动机数量和类型
飞行员决定终止飞行，并告知空中交通管制部门她的意图。在转向基准航段并降低空速后，飞行员发现尽管施加了更多的机头上调配平，但机头向下俯仰力仍然增加。为了稳定飞机，飞行员施加了更多的发动机功率，这减少了俯仰力，但增加了飞机的地速。在最后进近过程中，俯仰趋势增加到飞行员无法保持下滑道的程度。飞机在距跑道入口约 15 米处撞到地面，并继续沿着地面飞行，最后停在铺好的路面上。飞机遭受了严重损坏（图 1），受轻伤的飞行员在 AFRS 的帮助下离开了飞机。
Microsoft Word - 塞斯纳事故拉杰沙希最终报告
0.概要：a) 一架 Cessna-152 飞机于 2015 年 4 月 1 日在孟加拉国当地机场进行训练飞行时发生事故。机上有两名飞行员，一名是教练飞行员（飞行教练），另一名是实习飞行员（学生飞行员），他将接受单飞后训练。事故导致飞机坠毁。撞击点位于跑道附近的草地上。飞机在撞击时起火，导致实习飞行员死亡，教练飞行员重伤。调查按照附件 13 和 ICAO 相关 DOC 中规定的程序进行，并按照附件 13 第 6 章和相关附录以及 Doc 9756 AN/965 航空器事故和事故征候调查手册第 IV 部分编写报告。b) 飞行教员正在向学生飞行员演示低空迫降练习。起飞后，他提前右转，朝右侧顺风位置降落在对面的跑道上。高度太低，顺风位置太近，以至于飞机在完成反向转弯并越过跑道之前，就撞击了跑道边缘附近的地面，并在最后一次撞击后立即起火。学生飞行员当场死于撞击力和撞击后火灾。教官飞行员虽然严重烧伤，但 43 天后还是不治身亡。飞机因撞击力和撞击后起火而完全损毁。1.正文（事实信息） 1.1 简介信息： a) 冬季天气过后，飞行学校于 2015 年 2 月初恢复飞行活动。当天天气晴朗，地面风速约为 10 节，地面温度为 33 摄氏度。教官飞行员于 2014 年 10 月被飞行学校任命为名誉飞行教官。在飞行学校工作期间，飞行教官在一家私人货运航空公司找到了一份工作，接受 SAAB-340 飞机的培训。他原定于 2015 年 4 月某个时候出国接受 SAAB-340 模拟器培训。b) 当时飞行学校没有任何高级教练对学生进行必要的检查和技能测试。因此，这位飞行教练被提供给飞行学校，在出国培训之前进行检查和测试。d) 第二天是他每周的休息日，因此 3 月 30 日飞行学校没有飞行活动。因此，应飞行学校的要求，他从 2015 年 3 月 29 日开始飞行，每次飞行时间限制为 5 天。c) 飞行教练于 2015 年 3 月 29 日进行了一次越野飞行，此后又进行了五次飞行，飞行时间为 05:00。e) 训练照常于 3 月 31 日上午恢复。飞行教练于当地时间 09:10 开始飞行训练，并与八名不同的学生进行了八次训练飞行，
赛斯纳有限保修（单引擎活塞飞机）
塞斯纳有限保修（单引擎活塞飞机）美国堪萨斯州威奇托市塞斯纳飞机公司（塞斯纳）明确保证其制造的每架新塞斯纳单引擎活塞飞机以及新飞机设备和配件（除下文所述外）在正常使用和服务下，在交付给原始零售购买者或第一位用户后的二十四 (24) 个月内不存在材料和工艺缺陷。德事隆莱康明提供的发动机和发动机配件、麦考利螺旋桨系统公司（麦考利）提供的螺旋桨和螺旋桨零件以及霍尼韦尔通用航空航空电子设备公司（本迪克斯/金）提供的航空电子设备均不在本塞斯纳保修范围内，并由相关制造商的单独保修范围覆盖。赛斯纳实际销售的备用飞机设备、配件和维修零件（不包括德事隆莱康明、McCauley 和 Bendix/King 提供的产品）在安装或首次使用后六 (6) 个月内享受保修，保修条款、条件和责任限制与本保修涵盖的其他项目相同。赛斯纳在本保修条款下的义务仅限于自行选择维修或更换经检查发现有缺陷的任何部件，这些部件由所有者在上述二十四 (24) 个月或六 (6) 个月的适用期限内送回任何赛斯纳指定或赛斯纳签约经销商指定的服务机构（经该指定机构授权可维修飞机并销售此类设备、配件和服务部件）或赛斯纳指定的任何其他机构。更换部件不设新的保修期。更换部件仅在适用的二十四 (24) 个月或六 (6) 个月的原始保修期的剩余时间内有效。（赛斯纳将根据要求提供赛斯纳指定或赛斯纳签约经销商指定的服务机构的位置。）本保修条款下缺陷部件的维修或更换将免费向所有者提供拆卸、安装和/或实际维修的部件和人工费用，除非所有者应支付更换品的所有进口关税、销售税和使用税。本保证条款不适用于以下情况：任何由赛斯纳制造或销售的受保证飞机、设备、配件或服务零件（统称“零件”），这些零件曾遭受误用、疏忽或事故；经赛斯纳自行判断，在赛斯纳工厂外进行维修或改造，且对性能、稳定性或可靠性产生不利影响的零件；正常维护服务（如清洁、操纵装置、刹车和其他机械调整以及维护检查）；正常服务更换零件（如灯泡、刹车片、滤清器、软管和轮胎）；软饰和外观零件（如油漆、内饰、因磨损和/或暴露而变质的零部件（例如：橡胶类物品）；以及与飞机分开销售且安装不当的零部件。在适用法律允许的范围内，本保证明确取代任何其他明示或暗示的事实或法律保证，包括任何适销性或特定用途适用性的暗示保证。上述维修或更换补救措施是本保证下的唯一补救措施。赛斯纳否认任何义务或责任，无论是合同或侵权行为（无论是疏忽、严格责任、产品责任或其他），包括保修产品的使用损失、时间损失、不便、
1/3 比例的 1986 年赛斯纳 172P 飞行测试飞机的设计和建造
本论文由 Embry-Riddle Aeronautical University – Daytona Beach 在 ERAU Scholarly Commons 上免费开放给您。它已被 ERAU Scholarly Commons 的授权管理员接受并纳入论文 - Daytona Beach 集合。如需更多信息，请联系 commons@erau.edu 。
49913.1 EFL UMX Cessna 182 BNF 手册 MULTI
警告：操作前请阅读整本说明书以熟悉产品功能。操作不当可能导致产品损坏、个人财产受损并造成严重伤害。这是一款复杂的业余爱好产品。必须谨慎操作并具备常识，并且需要一些基本的机械能力。未以安全和负责的方式操作本产品可能导致产品或其他财产受损或受伤。本产品不适合儿童在没有成人直接监督的情况下使用。请勿使用不兼容的组件或以任何方式在 Horizon Hobby, LLC 提供的说明之外更改本产品。本手册包含安全、操作和维护说明。在组装、设置或使用之前，务必阅读并遵循手册中的所有说明和警告，以便正确操作并避免损坏或严重伤害。
使用... 的塞斯纳 172 飞机的统计载荷数据 - ROSA P
本研究是在 SBIR 第二阶段研究计划下进行的。FAA William J. Hughes 技术中心技术监控员是 Thomas DeFiore 先生。16.摘要 本研究和开发计划的目的是制造一种小型、轻便、低成本的记录器，用于通用航空和通勤型飞机的负载使用情况监控，以支持联邦航空管理局 (FAA) 运营负载监控计划。所执行的活动范围包括：(1) 设计、开发、制造和测试低成本机身累积疲劳系统 (ACFS)，(2) 将 ACFS 安装到 Embry-Riddle 航空大学拥有和运营的七架 Cessna 172 飞机机队中，(3) 在七架 Cessna 172 飞机上进行飞机使用数据采集，(4) 定义 ACFS 在数据采集工作中的有效性以及 ACFS 所需的任何设计变更，以及 (5) 以 FAA 有用的格式提供数据采集工作产生的处理数据。本报告介绍了 ACFS 的描述、从 1000 次飞行收集的数据的分析和统计摘要，这些飞行代表了 1168 小时的 Cessna 172 飞机运行数据。数据采集工作的最终产品包括加速度、速度、高度以及飞行时间和距离的统计信息。17.关键词 载荷、法向加速度、空速、高度、俯仰、滚转和偏航速度、塞斯纳 172 飞机
塞斯纳 T-303 Crusader 垂直尾翼飞行疲劳裂纹扩展监测 Eric v. K. Hill 1 和 Christopher L. Rovik 2
1 Aura Vector Consulting，3041 Turnbull Bay Road，New Smyrna Beach，FL 32168 2 Toyota Technical Center，8777 Platt Road，Saline，MI 48176 摘要 本研究涉及对 Cessna T-303 Crusader 双引擎飞机垂直尾翼疲劳裂纹扩展的飞行中监测。在实验室中对带凹槽的 7075-T6 铝制飞机槽梁支撑结构进行了周期性测试。在这些疲劳测试期间采集了声发射 (AE) 数据，随后将其分为三种故障机制：疲劳开裂、塑性变形和摩擦噪声。然后使用这些数据来训练 Kohonen 自组织映射 (SOM) 神经网络。此时，在 T-303 飞机垂直尾翼的肋骨之间安装了类似的槽梁支撑结构作为冗余结构构件。随后从初始滑行和起飞到最终进近和着陆收集 AE 数据。然后使用实验室训练的 SOM 神经网络将飞行测试期间记录的 AE 数据分类为上述三种机制。由此确定塑性变形发生在所有飞行区域，但在滑行操作期间最为普遍，疲劳裂纹扩展活动主要发生在飞行操作期间 - 特别是在滚转和荷兰滚机动期间 - 而机械摩擦噪声主要发生在飞行期间，在滑行期间很少发生。SOM 对故障机制分类的成功表明，用于老化飞机的原型飞行结构健康监测系统在捕获疲劳裂纹扩展数据方面非常成功。可以设想，在老化飞机中应用此类结构健康监测系统可以警告即将发生的故障，并在需要时而不是按照保守计算的间隔更换零件。因此，继续进行这项研究最终将有助于最大限度地降低维护成本并延长老化飞机的使用寿命。关键词：老化飞机，飞行中疲劳裂纹监测，Kohonen自组织映射，神经网络，结构健康监测 简介 飞机疲劳开裂 如今，飞机的使用寿命通常比汽车更长。这是由于许多因素造成的，包括飞机的成本、政府法规以及故障的严重后果。由于飞机的使用寿命预期如此之长，因此引发了许多问题。问题的主要根源可能是疲劳裂纹的存在和增长，这也是本研究的主题。修复疲劳裂纹造成的损坏的能力一直不是问题，但疲劳裂纹增长的检测和监测已被证明是一个真正的挑战。疲劳开裂是由于低于正常延展性金属的屈服强度的循环载荷导致的脆性断裂。裂纹尖端的高度集中应力导致在裂纹前方形成心形塑性变形区。该塑性区应变随着循环载荷而硬化，当金属的延展性耗尽时会断裂