航空安全的六西格玛管理

引言 六西格玛管理是一项以顾客为中心、以数据为基础，以追求几乎完美无暇为目标的管理理念，其核心是通过一套以统计科学为依据的数据分析，测量问题，分析原因，改进优化和控制效果，使企业在运作能力方面达到最佳境界。     

某型机空中共振数据分析和参数识别

对于新研直升机,必须考虑旋翼与机身耦合不稳定性问题———地面共振和空中共振。以某型直升机作为研究对象,根据其飞行状态下实测载荷和振动数据对该型直升机空中共振情况进行了分析,并采用移动矩形窗方法识别了旋翼摆振模态的阻尼和频率,初步摸索了一套直升机空中共振实测数据分析和参数识别方法。     

浅析土基压实度的影响因素及施工控制

所谓压实度，即为工地实际达到的干密度与室内重型击实试验所得的最大干密度的比值，它是一项反映土基施工质量的重要指标，多年以来，我国一直采用压实度指标来控制土基施工质量。根据《民用机场飞行区土（石）方与道面基础施工技术规范》（MH5014-2002）的规定，飞行区指标Ⅱ为C以上的机场，其土基填方0～100cm及挖方或零填0～30cm深度内压实度不小于98％。作者对近年来所参与设计的几个机场的土基压实试验数据分析可知，土基压实度达到98％以上比较困难，常常需要设计人员根据现场土基压实试验数据作相应的变更。究其原因，主要是重型击实试验的土样与实际施工时土基的情况有很大差异。因此单纯以室内重型击实试验结果作为施工控制的标准，是不合理的。本文对室内重型击实试验及土基施工过程进行详细分析，并且从土的性质角度出发来探讨土基压实的控制问题，从而提出土基施工时应注意的问题。     

中国海洋一号卫星斯特林制冷机热控设计及其分析与验证

对中国海洋一号卫星斯特林制冷机的热控制方案、热分析、地面热试验和飞行试验等工作进行了深入总结分析，分析结果证明，在结合局部隔热设计和局部强化传热等热控措施的基础上，应用热管、冷板和安装于星外的热辐射器的组合集成热控设计方案，成功地解决了海洋一号卫星斯特林制冷机的热控关键技术难题，确保制冷机在星内5℃～35℃的环境条件下，温度仍控制在-15℃～0℃范围内。     

基于飞行参数数据挖掘的军机健康评估技术

以新型战机为代表的现代武器装备的参数数据越来越庞大,提出了基于飞行参数数据挖掘的军机健康评估技术。首先构建了军机健康评估设计及应用的"V"型架构,将数据获取、数据分析、方法应用、挖掘建模、评估结果和决策应用等流程融入到数据层、业务层、应用层等功能层级中。然后,综合运用改进故障树分析、高斯混合模型、层次分析法等方法,构建了适用于军机健康评估的架构、方法及流程。最后,以某军机实际飞行数据进行了应用分析,证明了所提方法的有效性和可行性。     

神舟-8飞船之后——访神舟-8和天宫-1总设计师张柏楠

神舟-8飞船返回舱已经顺利回家,相关的数据分析正在紧张进行中。目前进展如何？有哪些新发现和新问题会对未来神舟-9、10飞船与天宫-1目标飞行器的交会对接产生影响？神舟-9、10飞船是否具备实现载人对接的条件？我国在可重复使用航天器的研铂方面有什么规划？带着这些问题,本刊特约记者采访了神舟-6～10飞船和天宫-1目标飞行器的总设计师张柏楠。     

钨铼热电偶在航天器真空热试验中的应用

目前国内在航天器热试验温度测量方面还没有开展超过1400℃的超高温测量技术研究。文章基于航天器热试验常用热电偶测温原理,分析了钨铼热电偶的结构及制造工艺,并搭建一套热试验测量系统以验证其在航天器真空热试验温度测量系统中的应用。试验结果及数据分析表明,在真空低温环境下钨铼热电偶能够实现1600℃温度测量。     

基于地面试车数据的高涵道比涡扇发动机飞行性能预估方法

为了预估高涵道比涡扇发动机飞行性能,使用GasTurb 11软件的试车数据分析功能计算出了某高涵道比涡扇发动机地面试车点与设计点各部件效率和流路损失的偏差.通过非设计点敏感性分析确定设计点与地面试车点的效率与损失偏差的相关性,最后预估得到高涵道比涡扇发动机的飞行性能.对某高涵道比涡扇发动机飞行性能预估研究表明:该方法切实可行,其中地面试车数据分析、地面和设计点偏差关系图、以及非设计敏感性分析是预估高涵道比涡扇发动机飞行性能的3个关键环节。      

浅谈航空发动机孔探数据分析体系的建设

通过孔探检查对发动机进行在翼状态监控和适时进行发动机修理具有重要意义。当前较大的航空公司存有庞大的发动机孔探数据,本文尝试通过对发动机孔探数据进行处理和分析,结合发动机健康管理方法,对在翼发动机时寿进行预测,以便对维修决策给出相关的参考建议。