利用精益六西格玛工具提升制造成熟度

制造成熟度管理与精益六西格玛管理相辅相成。在提升项目制造成熟度的研究中,美国国防部充分利用精益六西格玛工具,做到了制造成熟度与精益六西格玛的结合。以F-22制造技术的持续过程改进为例,仅在制造过程的控制方面,洛克希德?马丁公司就运用了若干属于精益六西格玛范畴的工具,提高了项目和过程质量以及制造成熟度。     

中航二集团全面推行六西格玛管理

为了全面落实科学发展观,加大集团公司质量管理改革力度,加快发展集团公司整体质量竞争力,为实现集团公司的战略目标打下坚实的质量管理基础,中国航空工业第二集团公司发布了航空质[2005]101文《关于推行六西格玛管理的决定》,文件要求:● 推进六西格玛管理的“十一五”总体目标:集团公司各企业的所有制造过程平均达到4西格玛质量水平,保军和骨干企业制造过程达到4.5西格玛质量水平,关键和重要制造过程达到5西格玛质量水平。通过全面系统的持续改进,将集团公司打造成具有国际竞争力的六西格玛管理型企业。● 成立集团公司六西格玛管理推进委…     

建立质量管理长效机制 全面推进质量管理创新

通过比较ISO9000质量管理和六西格玛管理方法，强调了关注流程、用数据说话的重要性，提出了建立以六西格玛为核心的质量管理长效机制，推进管理创新。     

浅谈六西格玛在档案管理中的应用

针对六西格玛管理和档案管理的特点，提出运用六西格玛管理方法对档案管理的流程进行优化。针对科研课题档案按时归档率低和公文办理周期长等问题进行优化和改善，利用六西格玛管理相关工具，找出导致问题的关键因素，根据数据分析找出解决问题的方法。同时探索了档案管理服务采用先进管理方法进行管理的可行性。     

六西格玛管理：一种先进的质量管理方法

本文从质量管理的发展与六西格玛的起源、六西格玛的实施效果、六西格玛的概念及改进模式、六西格玛管理的特点以及如何建立六西格玛企业文化等几个方面进行介绍，并就如何建立六西格玛企业文化和推行六西格玛提出了建议。     

基于六西格玛管理的某型飞机机身机翼对接质量改进

本文以某型飞机机身机翼对接工序为例,通过对机身机翼对接缺陷的数据进行分析对比,阐述了运用六西格玛质量工具分析机身机翼对接过程中存在的质量问题、制定改进措施从而提升产品质量的方法。     

航空工业六西格玛设计流程模式研究

针对航空产品研制的特点及现状水平,将常用的设计工具及方法融合到六西格玛设计的流程框架中,将流程、路线与设计工具、方法相整合,提出了两种适合于型号产品研制的六西格玛设计模式,同时指出了航空工业企业实施六西格玛设计时应注意的一些问题,为质量工作者提供建议和帮助。     

基于DMAIC方法的航空器可靠性管理

对比分析了传统的可靠性管理和基于DMAIC方法的可靠性管理之间的区别,初步探讨了将六西格玛管理方法引入到航空器的可靠性管理中,使其过程优化的优势.     

航空工业六西格玛设计流程模式

针对航空产品研制的特点及现状水平,将常用的设计工具及方法融合到六西格玛设计的流程框架中,将流程、路线与设计工具、方法相整合,提出了两种适合于型号产品研制的六西格玛设计模式,同时指出了航空工业企业实施六西格玛设计时应注意的一些问题,为质量工作者提供建议和帮助.     

中航二集团上半年总体质量状态保持稳定

8月12日,中航二集团质量工作专题会议在河南新乡召开。会议总结了今年上半年集团公司军用航空产品质量整顿工作和六西格玛管理以及质量文化建设推进情况,分析了质量形势,部署了下半年质量工作。集团公司质量部和机载部部门领导及所属部分企事业单位主管领导50余人出席了会议。会议认为,上半年各企事业单位认真贯彻落实集团公司质量工作会议精神,大力开展航空产品质量整顿,积极推进质量文化建设和六西格玛管理,狠抓研制、生产过程的质量控制,各项质量工作取得明显进展,集团公司总体质量状况保持平衡。中航二集团上半年总体质量状态保持稳定…     

跨流域高超声速绕流Boltzmann模型方程并行算法

通过对Boltzmann方程碰撞积分进行模型化处理,提出了统一描述各流域复杂高超声速流动输运现象的气体分子速度分布函数控制方程,使用离散速度坐标法对分布函数方程所依赖的速度空间离散降维,构造出直接求解分子速度分布函数的气体动理论耦合迭代数值格式,研制了复杂飞行器高超声速绕流气动热力学计算模型。基于对气体动理论数值计算方法内在并行性、变量依赖关系、数据通信与并行可扩展性的分析研究,使用区域分解并行化方法提出了新型的气体动理论数值算法并行方案;研究了数据的并行分布与并行执行特征,开展了大规模的并行化程序设计,构造了可稳定运行于成千上万CPU的高性能并行算法,用以模拟各流域复杂飞行器的高超声速绕流问题。以稀薄流到连续流环境下不同Knudsen数、不同马赫数的可重复使用类球锥卫星体及翼身组合复杂飞行器等气动力、热绕流问题为研究对象展开大规模并行计算,并进行算法验证,所得计算结果与理论分析、直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)的模拟值及有关实验数据吻合较好,揭示了飞行器跨流域高超声速下的复杂流动机理与变化规律,提供了一条能够可靠模拟高超声速飞行器跨流域气动力及热问题的统一的算法应用研究途径。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

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。     

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.     

基于圆型限制性三体问题模型的行星卫星逃逸能量研究

 基于由飞行器、行星及其卫星组成圆型限制性三体问题模型，通过庞加莱映射的方法，研究了飞行器从行星卫星附近逃逸的问题。在Jacobi常数确定的前提下，通过逆向积分，飞行器从L1或L2点附近返回近月点，得到近月点速度出发速度。研究结果表明绕飞L1点和L2点逃逸行星卫星需要的最低能量是不同的，从月球表面逃逸所需的速度脉冲分别比开普勒算法节省46.5m/s和42.3m/s，且均小于Villac等人在Hill模型下得到38.9m/s，从而改进了Villac等人的相关工作，同时也给出了从太阳系主要行星卫星表面逃逸所需的最小能量。     

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）。     

Model Development and Adaptive Imbalance Vibration Control of Magnetic Suspended System

对星载磁悬浮单框架控制力矩陀螺,建立其转子的平动与转动的动力学方程。所建模型反映了转子的动、静不平衡特性,以及转子运动与框架、星体运动的耦合关系。模型是主动磁悬浮控制与动框架效应分析的基础。对动、静不平衡量未知的转子,设计了自适应对中控制器。在分散PD、比例交叉反馈控制器与高低通滤波器的基础上,通过动、静不平衡量的辨识与补偿控制,使转子绕其惯量主轴旋转,衰减角动量交换执行机构高速转子因不平衡而对基座产生的干扰力,消除星上主要颤振源,达到降低卫星姿态抖动的目的。     

Love Waves in Layered Graded Composite Structures with Imperfectly Bonded Interface

Theoretical analysis and numerical calculations of Love wave propagation in layered graded composites with imperfectly bonded interface are described in this paper. On the basis of WKB method, the approximate analytic solutions for Love waves are obtained. By the interface shear spring model, the dispersion relations for Love waves in layered graded composite structures with rigid, slip, and imperfectly bonded interfaces are given, and the effects of the interface conditions on the phase velocities of Love waves in SiC/Al lay- ered graded composites are discussed. Numerical analysis shows that the phase velocity decreases when the defined flexibility parameter is greater. For the general imperfectly bonded interface, the phase velocity changes in the range of the velocities for the rigid and slip interface conditions.     

Compression Creep Behavior of High Volume Fraction of SiC Particles Reinforced Al Composite Fabricated by Pressureless Infiltration

The compression creep deformation of the high volume fraction of SiC particles reinforced Al-Mg-Si composite fabricated by pressure-less infiltration was investigated. The experimental results show that the creep stress exponents are very high at temperatures of 673 K, 723 K and 773 K, and if taking the threshold stress into account, the true stress exponent of minimum creep strain rate is still approximately 5, although the volume fraction of reinforcements is very high. The creep strain rate in the high volume fraction rein- forced aluminum alloy matrix composites is controlled by matrix lattice diffusion. It is found that the creep-strengthening effect of high volume fraction of silicon carbide particles is significant, although the particles do not form effective obstacles to dislocation motion.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.