支线机场机务维修队伍建设的困境与对策

<正>支线机场普遍都是由一支小小的机务维修队伍来全面担负着航空公司飞机在该航站的短停航线维护维修及其他相应的保障工作。目前绝大部分支线机场的机务维修队伍都或多或少地存在着一些建设和发展的困境,困扰着机务维修人员的思想、行动和生活,亟待各方力量一道去共同破解。笔者根据自己多年机务维修基层管理的经验,并结合一些兄弟支线机场机务维修的具体情况,就机务维修队伍建设和发展的问题谈一些个人看法。一、支线机场机务维修队伍的现状和困境由于机务维修行业特有的标准和规范     

航线机务维修人员岗位胜任力评价研究

有效评价航线机务维修人员岗位胜任力，能够拓展针对性培养计划，提升民航机务维修队伍的综合能力。基于工作分析、行为事件访谈、问卷调查等方式对航线机务维修人员岗位胜任力评价指标进行初选、修正，确定21 项评价指标，进而构建航线机务维修人员岗位胜任力评价指标体系；采用熵权法确定指标权重，运用累积前景理论的直觉模糊灰色关联分析法（IF-CPT-GRA）建立航线机务维修人员岗位胜任力评价模型；用该模型对5 位航线机务维修人员的岗位胜任力进行评价，评价结果与其他模型的结果进行对比，并将其应用到实例中。结果表明：该评价模型具有一定的实用性，能够对航线机务维修人员岗位胜任力进行有效评价。     

我国高原机场运行的地面及空勤特殊保障

位于我国西部高原的机场,一般净空条件极差、气候复杂多变。高原航线地形复杂,航路安全高度高,航路的运行安全问题尤为突出。针对中国西部高原复杂机场及航线的特点,对飞机性能、特殊飞行操作、适航改装、机务维修进行分析及论述,对规范高原航线运行合格审定提出一些建议。     

以适航管理为依托努力做好航线维修工作

多年来,我们在华东局适航维修处、江苏监管办的行业领导和指导下,逐步树立起"以安全生产为中心,以适航管理为依托,以机务作风教育为先导,以人才培养为根本,以开拓创新为动力"的机务工作指导方针,在航线维修工作中进行了一些有益的探索和尝试。     

浅谈支线机场飞行区场地数字化管理

为了探究支线机场飞行区场地数字化管理的方法,文章通过对支线机场数字化管理水平低的问题进行分析,发现有必要寻找空间,利用新的数字技术发展支线机场,以支持该行业的安全运营,并方便旅客出行。支线机场对数字化管理的需求日益急迫,创建数字管理系统,可以使现场工作更轻松、更有效。     

科研试飞机务维修精益化管理探索

机务维修工作的精益化是推动航空科研试飞效率与质量安全管控能力提升的重要抓手,通过精益化管理将维修计划编制、任务组织实施、技术总结评价进行科学的策划,在任务开始前完成项目分解、计划节点设置、资源调配以及风险评估并制定措施,再配合任务实施过程的监督、检查、考核,以此推动机务维修工作安全高效开展,缩短地面维修定检时间,提升参试飞机“四率”。     

基于数据挖掘的支线机场危险天气预估方法

近年来,支线机场航班运行数量逐步增加,伴随而来的是支线机场航班运行出现了一系列的危险天气下的安全运行风险。本文通过对机场历史数据的挖掘,研究了支线机场常见的大雾导致低能见以及大风等危险天气,运用统计学方法,通过中心极限定理计算大雾天气下的数据分布情况,找到其内在规律,将机场能见度的范围划分到不同的置信区间,通过对各个置信区间的假设检验计算,从而得到不同能见度范围下后续能见度的发展,对后续能见度进行预测。同时,利用皮尔逊相关系数法,计算相邻支线机场之间大风天气下的相关系数,通过计算机场序列的相关性,进而得到风场传播的趋势方向,从而有效提高支线机场的大风天气预估的准确性,达到避开危险天气,提高航班运行安全性的目的。通过预估这两类危险天气,增加对危险天气预警的准确性,提升支线机场航班运行的安全裕度,对今后支线机场的安全运行工作具备一定的借鉴意义。     

西北地区的支线航空发展

本文结合西部大开发战略的实施,分析了西北地区发展支线航空的优势,从机场布局、航线结构等方面指出了制约西北支线航空发展的因素,并从理论和政策层面提出了进一步促进西北地区支线航空发展的对策建议。作者认为,明确西北地区航空运输的公共服务性质是加快支线航空发展的前提,构建合理的航线网络结构是发展西北支线航空的关键,综合运用财政和价格政策是促进西北支线航空发展的有力保证。     

波音和空客机载计算机安装风险管控

近年来,民航飞机的维修质量有明显提升,但仍不可避免地会出现一些偶然性因素导致维修安全风险。航线维护中机载计算机的安装存在风险,本文详细介绍了波音和空客飞机机载计算机在航线换件时的安装要求和风险管控措施,希望对相关工作人员有所帮助和启发。     

航线检查维修培训中的VR应用分析

航线维修是确保航班安全运行的重要环节。传统的维修培训方法包括授课、测评,以及实习等方式,但对于实际技能的培训效果有限。将VR技术与基于模型的方法相结合,一方面可以更好地复现培训场景,另一方面可以通过将实际事件的发生概率和培训场景、内容及过程相结合,实现对培训效果的评价。选取了机务维修工作中日常频繁执行的航线绕机检查工作,探索VR技术与CAD建模的传递,建立真实和灵活的飞机、部件模型。结合对场景、模式、交互、流程的设计,建立VR绕机检查培训的实验性原型系统。发展了根据历史数据和引入人为差错因素的故障呈现公式,实现了对航线绕机检查工作的培训和考核功能。根据对组织试用过程的数据收集和分析,证明了VR系统在机务维修培训方面的价值,为后续深入研究提供借鉴。     

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.     

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.      

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。     

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）。     

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。     

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.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。