XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System机身
机身数字孪生
机身数字孪生螺旋 1 的三个主要演示目标如下：(1) 演示集成的“CBM+SI”流程，作为当前飞机结构完整性计划 (ASIP) IAT 计划流程的潜在替代方案。演示将包括使用情况估计、选定的“热点” SHM 以及经常更新的损伤容限和风险分析。将使用真实美国空军飞机结构模块的两次全尺寸疲劳试验代替飞行试验。将同时进行“常规” IAT 计划方法和相关的全尺寸疲劳试验，以方便对这两种方法进行比较。(2) 增强内部在 CBM+SI 技术重点领域和 ASIP 工程流程方面的专业知识。实现这一目标将使工程师能够看到他们的技术在 ASIP 流程中的位置，并了解多个学科如何相互作用。(3) 创建持久的分析集成框架和测试设置程序，以评估成熟的其他分析和监控技术。这将提供 CBM+SI“测试平台能力”和第一代机身数字孪生。
机身概念验证研究... - 剑桥大学
摘要：介绍了欧盟 H2020 项目 CENTRELINE 的主要成果。讨论了为验证所谓的推进式机身概念 (PFC) 的机身尾流填充推进集成概念 (技术就绪水平 - TRL 3) 而开展的研究活动。探讨了该技术在宽体市场领域的应用案例。回顾了为机身边界层吸入 (BLI) 推进集成而开发的性能簿记方案。介绍了裸 PFC 配置的 2D 气动形状优化结果。讨论了高保真航空数值模拟和气动验证测试（即整体飞机风洞和 BLI 风扇台架测试活动）的主要发现。总结了机身风扇涡轮电力传动系统的结构概念、系统集成和电机预设计的设计结果。分析了对主要动力装置的设计和性能影响。介绍了 BLI 推进装置的机械和气动结构集成的概念设计解决方案。介绍了为 PFC 概念飞机设计推导的关键启发式方法。介绍了 PFC 飞机的燃油消耗、NOx 排放和噪音评估，并与 2035 年投入使用的先进常规技术进行了对比。基于 2D 优化 PFC 气动造型的 PFC 设计任务燃油效益为 4.7%。
机身尾流概念验证研究
本文概述了欧盟资助的 Horizon 2020 合作项目 CENTRELINE（“机身尾流填充推进集成概念验证研究”）正在进行的研究及其中期结果，旨在展示一种突破性的协同推进机身集成方法的概念验证，即所谓的推进机身概念 (PFC)。该概念的特点是将涡轮电力驱动的推进装置集成在机身的最后部分，专用于机身尾流填充。目前，CENTRELINE 处于 TRL 1-2 阶段，其目标是将 PFC 的技术关键特性成熟到 TRL 3-4 阶段。目标概念验证的核心由两个实验测试活动组成，这些测试活动由高保真 3D 数值模拟和集成多学科设计优化技术提供支持，用于空气动力学、航空结构以及能源和推进系统。
AE2357 机身实验室手册 - Vidyarthiplus
需要更换零件的损坏：当存在以下一种或多种情况时，考虑更换整个零件。• 复杂部件外部损坏时• 周围结构或可达性使维修不切实际时。• 损坏的部件相对容易更换时• 完好无损且配件损坏超出限度可以忽略不计时。钣金修复的基本原则：
A320 飞行小时（FH）机身和部件...
预计 A319 和 A320 也将如此。A321 的较重起落架预计费用约为 170,000 美元。因此，A319 和 A320 的每飞行小时成本为 6.25 美元，A321 的每飞行小时成本为 7.30 美元。A320 系列由两台 Allied Signal APU 和 Sundstrand/APIC APS 3200 提供动力。最初的 Allied Signal APU 是 GTCP 36-280，但对于某些航空公司来说，其在机时间较短。“36-280 的在机时间约为 4,000 小时，”意大利航空公司采购、物流和营销主管 Ugo Cucciniello 说道。“我们目前正在用 GTCP 131-9A 改装我们的 A321 机队。我们预计这款 APU 的在机运行时间为 7,000 小时，这将降低维护成本。我们还希望 APU 拥有更可靠的 LRU。”APS 3200 还因可靠性不如 131-9A 而受到一些航空公司的批评。APS 3200 的在机运行时间也与 131-9A 相似，约为 4,000 小时。APS 3200 和 GTCP 36-280 都只需要进行大量维修，而无需进行热段检查。这些维修的第三方成本通常为 100,000-150,000 美元。APU 运行小时数有时很难转换为飞机 FC 或 FH。
431. “发动机-附件-机身”多连接系统
431. 多连接系统“发动机-附件-机身” V. Baklanov 和 S. Denisov 图波列夫设计局，图波列夫堤岸，17，莫斯科，俄罗斯 电子邮件：baklanov@tupolev.ru（2009 年 1 月 22 日收到；2009 年 3 月 10 日接受）摘要。本文报告了“发动机-附件-机身”多连接动态模型的研究，该模型根据发动机支撑（发动机安装点）分为独立的子系统。新一代飞机正在转向高涵道比的发动机，这需要改进新结构的动态特性。我们进行的研究使我们能够在转子频率范围内显著改进航空燃气涡轮发动机和机身的动态模型，并揭示动态特性的变化趋势，特别是随着涵道比的增加，发动机机身的动态特性。
ASM/长机的机身使用情况和作战载荷...
II. 简介 NITED 州森林服务局 (USFS) 使用大量飞机来支持灭火行动。这些飞机可能用于与飞机设计用途不同的任务。2004 年，国家运输安全委员会 (NTSB) 发布了建议 A-04-29（参考文献 1）。该建议指出，由于灭火行动期间的运行负荷，USFS 应为飞机制定维护和检查计划。根据此建议，USFS 采取的一项行动是在其机队中的飞机上安装数字飞行数据记录器 (DFDR)（参考文献 2）。多年来，一直在收集灭火行动飞机的数据。一组特别令人感兴趣的飞机是比奇空中国王机型，USFS 使用这些飞机执行各种任务。渡轮/客运任务是将飞机从一个基地移动到另一个基地的任务。这些飞行不包含灭火行动，与飞机设计飞行最为相似。在执行空中战术组监督员 (ATGS) 任务期间，飞机在火区上空盘旋并观察和监控行动。这些飞行包括在火区上空多次转弯。空中监督模块 (ASM) 任务的飞行高度低于 ATGS，但仍包含多次转弯，以评估火情。在领航任务期间，飞机护送空中加油机
跨音速边界层吸入机身风扇的设计
CENTRELINE 机身风扇的空气动力学。在实验性低速 BLI 风扇装置中，两种风扇设计已投入使用并进行了测试。首先分析了严重且持续的轮毂低径向变形对设计用于清洁流入的传统自由涡流风扇的影响。报告了向轮毂的径向流动迁移。发现叶片的内部分在增加的入射角和工作负荷下运行。相反，尖端部分显示以负入射角和减小的负载运行。BLI 变形导致工作输入和效率总体下降。设计了针对 360° BLI 优化的第二个风扇。它的特点是：前缘 (LE) 与流入重新对齐，中跨负载工作分配，通过定制工作和弦分布控制扩散因子，并增加尖端部分的操作范围。Castillo Pardo & Hall (2019) 报告称，与基线设计相比，工作负荷和效率有所增加，操作范围也有所改善。