飞机维修信息管理系统

基于机载中央维护系统(CMS),提出了飞机维修信息管理系统(AMIMS),以进一步提高飞机的安全性,降低维修和运行成本;并详细讨论了AMIMS的组成、功能、关键技术及其解决途径。     

波音777更新综合航电系统

波音777将对主要航电系统进行第一次更新。它的核心是霍尼韦尔公司的飞机信息管理系统，它综合了飞行管理计算、导航、驾驶舱通信、主显示计算、数字飞行数据采集、快速存取记录器、飞机状态监视、推力管理计算、中央维修计算、数据转换网关等多项航空电子功能。     

计算机监控信息管理系统的研制与开发

一、CMMIS 的目标作为飞机维修管理的重要组成部分,监控工作的任务越来越艰巨,所担负的责任也越来越大。计算机监控信息管理系统 CMMIS(COMPUTER MONITOR MANAGERINFORMATION SYSTEM)就是从科学管理的高度提出的。其目标是为了提高监控信息管理的水平,从而在一定程度上促进整个维修管理水平和维修能力的提高。该系统除了要具有全面的数据收集能力,还应能提供经过初步分析和处理过的飞机飞行数据、发动机数据、附件信息、故障信     

B777飞机信息管理系统（AIMS）综合模块化技术研究

本文分析了B777飞机信息管理系统（AIMS）的硬件和软件特点，重点分析了该系统在硬件和软件上利用余度管理技术实现容错延迟维修的技术特点。最后提出充分利用该系统的数据融合甚至信息融合技术，加强对设备使用和健康状况监控，以期对民航的维修理论和技术有一定的促进作用。     

波音777的信息管理系统

波音777的飞机信息管理系统(AIMS)是一个高度集成化、高速、大容量、高可靠性的电子数据处理系统,它负责收集来自飞机各个系统及外界的大量数据,并按照各系统工作的需要对这些数据进行多种不同功能的计算、处理.其工作与多个飞机电子系统的工作密切相关,可称得上是波音777的一个关键系统.AIMS具有多种软件处理功能,主要为飞机上装备的主显示系统(PDS)、中央维修计算机系统(CMCS)、飞机状态监视系统(ACMS)、飞行数据记录系统(FDRS)、数据通信管理系统     

基于边际效用理论的飞机维修模式的探讨

为提高飞机维修的经济性,采用经济学领域的边际效用理论对飞机维修效用、维修边际效用和维修总效用进行了定义,为量化飞机维修效用,建立了数学模型,对维修效用进行定量计算.所建立的边际维修理论对于维修经济性的提高和定量计算有一定的指导作用.     

试飞飞机的维修管理研究

飞机的维修管理水平不仅影响飞机的安全水平,还制约着飞行任务规划。本文分析了某型飞机验证机的维修管理现状,对试飞飞机在构型管理、维修计划管理、维修程序等方面出现的问题进行了描述,提出了维修管理的应对策略,可为优化试飞飞机的维修管理提供参考。     

基于TOPSIS法的飞机维修方案的决策

针对航空公司如何选择一种经济高效的维修方案的难题,提出了基于TOPSIS法的飞机维修方案决策方法。利用TOPSIS法的原理,通过对维修方案进行定量与定性相结合的分析,给出了飞机维修方案最优决策模型。此模型可对飞机维修备选方案进行优劣排序,确定最优的飞机维修方案,从而提高飞机维修方案决策的科学性。     

高高原机场校验飞机运行风险与维修安全

飞行校验是高高原机场安全运营管理的重要环节,校验飞机的运行与维修安全是高高原机场飞行校验得以顺利进行的重要保障。结合多年飞机维修方面的工作,以低空作业的飞行校验作业飞机为实例,对高高原机场的温度、空气压力、空气密度、地形等多方面因素对飞机飞行影响进行分析。结果表明,高高原机场的诸多因素共同影响对校验飞机的运营和安全维修提出了更高的要求。据此,提出了针对高高原机场校验飞机的维修安全的思路和维修规范,旨在高高原机场校验飞机的运营与维修安全提供参考。     

MSG-3维修理念在维修工程管理中的应用(上)

本文简单介绍了飞机例行维修工作产生的背景,制定维修工作所使用的分析逻辑及其演变过程,MSG-2和MSG-3飞机制定例行维修要求应用的逻辑分析方法。重点介绍了MSG-3飞机维修大纲所规定的维修要求及其与MSG-2飞机的区别。强调了MSG-3飞机例行维修要求的优势,对MSG-3飞机区域检查要求的理解,以及准确地贯彻MSG-3飞机维修大纲要求对维修质量和安全运营的联系。希望维修和工程管理人员重视并采取相应措施,提高维修工作的效率和质量。由于文章篇幅较长,本文将分3期刊登。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。