航空维修企业核心能力的构成与提升路径研究

在资源边界条件约束下，航空维修企业的核心能力可概括为提供满足甚至超越用户要求的航空维修服务能力。这一核心能力由企业文化创新能力、技术创新能力、管理模式创新能力和商业运营模式创新能力构成，通过建立并实施“政产学研用”协同创新机制，能够有效促进航空维修企业核心能力的提升。     

蓝新特LXT-J夹具元件系统

北京蓝新特柔性装备技术有限公司,是一家专业从事现代机床夹具设计、生产的高新技术企业。公司目前的主要产品LXT-J夹具元件系统是公司独立研发并拥有自主知识产权的高技术产品,是对传统工艺装备的一种创新。目前已广泛应用于航空、航天、军工、船舶、汽车、电子、纺织等领域的大型企业与科研院校。     

建立创新机制 增强科研活力──608所实施创新工程见成效

如何面向市场，瞄准顶级技术进行卓有成效的科研开发，我所的做法是：立足高起点，建立融技术创新、机制创新、知识创新三位一体的科研开发链，以机制创新促进技术创新，以技术创新带动科研开发，促进其良性循环。 一是靠技术创新，突破科研旧模式。改革开放初期，研究所是事业单位铁饭碗，皇帝女儿不愁嫁。进入市场经济，国家给的皇粮日益减少，找米下锅迫在眉睫。我所作为中小型航空发动机研究所，深知发动机是飞机的“心脏”，是最能体现航空高技术特点的产品。我所瞄准国际先进水平，确定以新一代直升机动力为研制目标。在资金短缺、条…     

航空工业信息化发展中应注意的几个问题

为适应国民经济发展和国防建设的需要,结合机制创新、管理创新和技术创新,基于结构调整和企业重组的大集团战略实施,建立面向21世纪、面向全球合作与竞争的航空现代集成制造系统,对提升航空工业的信息化水平,增强新一代民机和军机的敏捷、快速研制能力,提高航空工业核心竞争力和国际合作能力具有重要意义。     

中国航空制造业的创新效率及影响因素研究

采用DEA-Tobit两步法先对全国20个地区两个阶段的创新效率进行测算,并进行实证分析。研究结果表明,中国大部分地区航空制造业技术创新和管理创新效率低,主要体现在规模效率低、纯技术效率低,大多数地区航空制造企业在技术和管理创新上均有改善的空间;不同的创新模式下,企业规模、企业绩效和市场环境等因素对航空制造业创新效率产生不同的影响,教育对提升航空制造业的创新效率有积极作用,而政府应减少对企业创新活动的不必要干预。     

柔性三坐标测量仪在航空产品水平测量中的应用

介绍了传统航空产品水平测量及采用柔性三坐标测量仪的航空产品水平测量,并通过对比分析,简述了应用柔性三坐标测量仪测量的优越性及应用数字化测量技术的意义.     

航空机载产品多品种小批量生产方式下的组织与管理

对多品种小批量生产方式下的航空机载产品的生产类型、特征及管理重点进行了分析,介绍了适用于多品种小批量生产方式的成组技术、柔性制造、精益制造与管理等现代生产组织管理思想。     

宜宾三江机械有限责任公司

宜宾三江机械有限责任公司公司隶属于中国航空工业集团公司,2006年被列为四川省重大技术创新"7+3"产业链、四川省重大技术装备"1+8"工程产品链企业,2008年获得四川省第三批建设创新型企业、四川省高新技术企业,2009年被认定为四川省企业技术中心。主营产品有:(1)航空产品。飞机燃油系统、液压系统、环控系统、弹射救生系统等附件及飞机导管柔性连接件等,型号多达300余种,配套于国内各系列机种。(2)重型汽车零部件     

航空转包项目生产组织管理分析

正随着航空产业全球化的发展,民用航空转包项目市场竞争愈演愈烈,大多数航空产品制造企业的制造能力垄断模式被逐渐打破,市场竞争的重心开始向企业的生产组织管理能力偏移。提高企业生产组织管理能力成为航空转包项目承接企业占据市场竞争有利地位的一把利器,科学合理地发挥航空转包项目生产组织管理的作用,首先要明确航空转包项目生产组织管理的类型和特性。1航空转包项目生产组织管理的类型一般认为,航空转包项目是指航空设计、制造企业将     

为未来做好准备

航空战略咨询公司指出,航空产品供应链呈现7种发展趋势,涉及原材料的生产、信息技术和管理创新。这些趋势所带来的不仅仅是飞机设计理念的改变,还将带来全行业价值和竞争优势的变化,并决定企业的成败。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

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。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

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。     

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.      

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。     

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。     

航空发动机管路测量数据分割方法

 为了提高航空发动机管路测量数据的反求建模效率,提出了一种区域增长分割算法。该方法主要是利用管路表面在曲面索引系数映射、主曲率映射、高斯映射上的特性,并基于均值漂移算法和遗传算法提出了区域分割算法中种子区域的选择策略。然后利用区域增长分割方法实现了对管路测量数据的分割。经过仿真和实测数据验证,所提管路分割算法具有较好的分割质量和效率。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。