XiaoMi-AI文件搜索系统
World File Search System空速
国家运输安全委员会/AAR-90/06
检查飞行员说，根据无襟翼/无前缘缝翼进近的经验，他知道必须使用动力来控制飞机的下降。他使用副驾驶的空速指示器和视觉提示来确定飞行路径和改变动力的必要性。他认为，在进近的后期，飞机与跑道的对准度相当好，他们将到达跑道。此后不久，他观察到飞机位于预期着陆区域的左侧，并以高速率下降。他还观察到右翼开始下垂。他继续操纵 1 号和 3 号发动机油门，直到飞机接触地面。他说，进近时没有使用稳定的动力，而且动力在不断变化。他认为他在接触地面之前增加了动力。
737 飞行机组培训手册 - CiteSeerX
飞行机组训练手册 (FCTM) 旨在提供支持飞行机组操作手册 (FCOM) 中列出的程序的信息以及帮助飞行员安全高效地完成这些程序的技术。FCTM 的编写格式比 FCOM 更通用。它不考虑飞机配置差异，除非这些差异对所讨论的程序或技术有影响。例如，FCTM 指出，“当襟翼收起且空速接近机动速度时，确保设置 CLB 推力。”这句话并非旨在告诉机组如何设置爬升推力，只是强调机组必须确保设置 CLB 推力。众所周知，设置爬升推力所需的机组操作在不同型号中是不同的。有关如何设置爬升推力的信息，需要参考适用的 FCOM。
无人驾驶飞行器的飞行动力学 - DTIC
通过实验确定了惯性矩，并估算了固定翼无人机 (UAV) 的纵向和横向静态和动态稳定性和控制导数。根据估算的导数预测了对各种输入的动态响应。揭示了发散螺旋模式，但没有预测到特别危险的动态。然后为飞机配备了空速指示器，当结合通过飞行控制发射器上的微调设置确定升降舵偏转的能力时，可以通过飞行测试确定飞机的中性点。通过实验确定的中性点与理论中性点非常吻合。但是，计划使用改进的仪器进行进一步的飞行测试，以提高中性点位置的置信度。进一步的飞行测试还将包括动态研究，以改进估计的稳定性和控制导数。
塞斯纳 172M 天鹰 II，N9085H - GOV.UK
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，飞行员加大了发动机功率，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。
捕获和处理空气数据 - DCA-BR：
Berquó，Jolan Eduardo – 电子工程师 (ITA) 航空航天产品认证员 (DCTA/IFI) 政府质量保证代表 – RGQ (DCTA/IFI) 可靠性工程和系统安全工程研究生 (ITA) 系统工程和分析专业 (意大利) jberquo@dcabr.org.br /jberquo@gmail.com IYK 68 – 2019 年 1 月 9 日 我们将在这次活动中展示捕获和处理空气数据的迷人过程，最终在驾驶舱的显示器 (PFD) 上显示对飞行员来说重要和关键的信息，例如：高度、空速、垂直速度等；所有这些都通过所谓的空气数据系统 (ADS) 完成。我们首先介绍 ADS 提供的功能，从收集空气数据到将信息发送到显示器 (PFD)。 (F1) 提供从外部空气收集的数据
一种新型动力冲压空气翼伞制导算法...
Calise 和 Preston [1] 开发了一种近似校正制导命令以消除风的影响的方法。分析表明，风对制导回路稳定性的影响相当于在大多数飞行条件下增加制导回路增益，甚至在风速超过飞行器空速时会导致回路增益符号反转。Luders 等人 [2] 提出了一种在线稳健轨迹规划，以在风不确定的情况下执行防撞和精确着陆。显式实时风建模和分类用于预测未来的干扰，采样技术确保有效保持对可能变化的稳健性。其他大多数工作 [3-6] 寻求稳健的翼伞终端制导，以便在各种风干扰下准确和迎风着陆。
MIL-F-9490D (USAF) - EverySpec
有人驾驶飞机飞行控制系统的质量保证要求。飞行控制系统 (FCS) 包括用于将飞行员或其他来源的飞行控制命令传输到适当的力和力矩产生器的所有组件。飞行控制命令可能导致对飞机飞行路径、姿态、空速、气动配置、行驶和结构模式的控制。包括的组件包括飞行员的控制装置、专用显示器和逻辑开关、传感器、系统动态和空气数据传感器、信号计算、测试设备、传输设备、执行器和专用于飞行控制的信号传输线 - 不包括气动表面、发动机、直升机旋翼、火控设备、机组显示器和非专用于飞行控制的电子设备。定义了飞行控制系统与相关子系统的接口。
健康和使用监测系统调查...
A/C 飞机 ARMS 飞机记录和监控系统 CBM 基于条件的维护 CI 条件指示器 CG 重心 COTS 商用现货 CVR 驾驶舱语音记录器 DAU 数据采集单元 DSC 数字源收集器 EF 欧洲战斗机 EVM 发动机振动监控 FAA 美国联邦航空管理局 FDR 飞行数据记录器 HUMS 健康和使用监控系统 IAS 指示空速 IGB 中间齿轮箱 ILS 综合后勤支援 IPS 英寸/秒 IVHM 综合振动健康监控 MARMS 模块化飞机记录和监控系统 MGB 主齿轮箱 MSR 机械应变记录器 RMS 均方根 RTB 旋翼轨迹和平衡 SHM 结构健康监控
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。
美国空军飞机事故调查
2018 年 2 月 20 日 2018 年 2 月 20 日，0838L，一架 F-16CM，尾号 (T/N) 92-3883，在从日本三泽空军基地 (AB) 起飞的例行训练飞行中发生发动机起火，必须立即降落回三泽空军基地。事故飞机 (MA) 驻扎在日本三泽空军基地，隶属于第 35 战斗机联队第 13 战斗机中队。MA 发动机受损，外部油箱丢失，政府损失估计为 987,545.57 美元。事故航班 (MF) 由两架 F-16CM 飞机组成。事故航班的飞行前检查、起飞和滑行都平安无事，直到起飞阶段。事故飞行员 (MP) 离开 28 号跑道 (RWY)，比事故长机飞行员 (MLP) 晚离开加力起飞后不久，三泽空中交通管制员通知 MP 和事故领航员 (MLP)，MP 飞机后部出现大火。MLP 还就火灾问题联系了 MP。在 MP 上升过程中，他注意到空速和爬升率意外下降。MP 右转返回 28 跑道，当无法保持空速或高度时，MP 按照 F-16CM 关键行动程序抛弃了外挂物（外部油箱）。抛弃后，MA 恢复了一些空速，并实现了更好的爬升率，进入着陆位置。MP 降落在 28 跑道上，并完成了紧急发动机关闭和紧急地面疏散关键行动程序。事故没有造成人员伤亡。MP 在事故过程中的行动是专注、精确和适当的；他的行为不是事故的原因。对维护程序的审查发现了导致事故的几项过去的行为。AIB 主席根据大量证据发现，事故原因是过时的部件断裂，导致发动机过热。2012 年，维护人员订购并安装了一个过时的部件——涡轮框架前整流罩，而几年前它被一个由更坚固的材料和设计制成的前整流罩所取代。物流系统随后运送了过时的前整流罩。维护人员使用更新版本的支架硬件将过时的前整流罩安装在事故发动机 (ME) 上。过时的前整流罩材料较弱，加上不匹配的硬件造成的磨损，最终导致前整流罩在起飞时断裂。断裂后，一块前整流罩被抬起并阻塞了发动机周围的冷却气流，导致阻塞附近区域过热并起火。 AIB 主席进一步通过大量证据发现，2012 年至 2015 年期间的维护实践是导致事故发生的重要原因。根据 10 USC§2254（d）事故调查人员在事故调查报告中对事故原因或促成事故的因素的意见（如果有）不得作为因事故引起的任何民事或刑事诉讼的证据，此类信息也不能被视为美国或这些结论或声明中提及的任何人对责任的承认。