飞机设计更改执行流程管理系统的设计与实现

针对飞机设计更改频繁、更改执行流程缺乏信息化管理、更改执行状态难以控制等问题,在分析某航空单位业务需求的基础上,提出了一种基于.NET平台的飞机设计更改执行流程管理系统框架,采用VS 2010编程环境开发了基于B/S架构的设计更改管理系统。系统规范了飞机设计更改执行流程,实现了设计更改执行流程的闭环控制,提升了飞机交付时技术状态清理的效率。     

基于ACME系统的历史型号技术状态管理

在协同设计平台,基于单一数据源进行模块化定义设计的飞机技术状态管理,更改与数据是关联的,而 历史型号的技术状态管理大年代不同,数据分散在不同的管理系统中,存在状态管控与数字化技术文档脱节、纸质审签周期长,效率低,且容易造成单据的丢失等问题。文中借鉴了模块化设计的技术状态管理方法,通过更改请求、更改建议和更改指令定义技术状态管理对象,将更改业务流程转移到ACME系统上,通过在飞机上的应用,验证了运用ACME系统进行历史机型技术状态管理的可行性,此方法操作简单,通用性强,效率高,能够满足型号要求。     

基于状态的维修在飞机外场维修保障中的应用研究

主要介绍了国外状态维修的发展趋势,从状态维修概念、状态维修系统工作流程等方面进行了较为详细的介绍。在剖析试飞阶段飞机外场维修保障的现状及其不足的基础上,运用基于状态的维修分析技术,进行了飞机外场维修方案优化和维修间隔优化方法研究,并给出了应用实例,期望能推动基于状态的维修在飞机外场试飞维修保障中的推广和应用。     

军用飞机试飞验证标准化应用研究

根据军用飞机试飞验证技术特点及标准需求,分析了试飞验证标准化存在的问题;基于标准化的原理、方法,提出了开展试飞验证标准的顶层规划,进行试飞验证标准体系建设,以及开展标准论证、标准编制方法、标准技术内容确定方法等军用飞机试飞验证标准化工作的技术途径,并提出了试飞验证标准的贯彻和应用等标准化工作的内容和方法,为军用飞机试飞验证技术标准化提供了借鉴和指导。     

飞机使用保障中的技术状态管理方法研究

目前,我国军用飞机由使用方自行规划开展飞机在使用保障阶段的技术状态管理工作,缺乏信息化手 段,效率低下,且与飞机研制交付阶段的技术状态管理工作存在断层。通过研究飞机使用保障中的技术状态管 理内涵,分析技术状态标识、技术状态控制、技术状态记实、技术状态审核等内容,提出一种适用于飞机使用保 障中的技术状态管理方法,并在某型号工程研制中进行工程实践。结果表明:该方法可显著提高飞机使用保障 中的技术状态管理效率。     

数字化条件下多状态飞机共线生产的技术状态管控研究

针对工程实践中提出的数字化条件下飞机共线生产技术状态清晰需求,参照相关标准分析技术状态管控的依据和要求,研究分析共线生产技术状态管控的关键问题,提出了产品型谱、产品结构树、版本管理、工程更改程序以及生产现场管理等方面的解决思路。     

基于信息化的试飞组织实施与试飞安全管理

通过信息化手段对试飞组织过程中的试飞计划管理、试飞现场管理、飞行参数管理、试飞安全管理等试飞组织的全程流程管理,将试飞管理工作规范化、标准化、显性化,实现试飞相关数据集中管理、分析和利用,实现管理有流程、工作有标准、执行有表单,提升试飞组织与实施工作效率和试飞安全水平。     

主供模式下供应商技术状态管控研究

针对主供模式下供应商技术状态管控存在的各类问题,借鉴国内外主供模式的管理经验,通过工程实践从操作层面分析供应商技术状态管控的重要性。总结供应商技术状态管控逻辑、管控范围、管控重点,以及开展管控工作的手段,并提出供应商交付要求表达的新模式,为主供模式下飞机研制理论创新提供依据。     

基于WEB技术的飞机状态管理信息系统

基于WEB技术的飞机状态管理系统,是根据企业产品管理的实际需要并采用了近年流行的PDM企业产品管理技术开发的应用系统。该系统对电子文档、审批和更改流程、产品结构管理等方面实现了有效管理,使飞机设计达到了网络化设计与管理,保证了设计数据的一致性、准确性,解决了以往手工管理的诸多弊端。本文主要介绍了该系统实现的原理及相关技术。     

基于使用试飞的飞机作战值班能力评估方法

作战值班能力是军用飞机战斗力的重要标志。本文分析了军用飞机作战值班能力的影响因素;结合试飞阶段的使用情况,建立了作战值班能力的评估模型;结合某三代机使用试飞给出了作战值班能力仿真输入,建立了仿真模型;就该型机的作战值班能力进行了仿真评估,给出了仿真结果,验证了所提出的分析方法的可行性。本文可以支持军用飞机试飞过程中使用可用度的及时分析、反馈、更改及更改后的评估,并为军方使用部门提供使用可用度优化方向决策提供依据。     

基于飞控系统综合试验平台的快速验证技术

随着国内军用飞机的技术发展,飞控系统的复杂程度呈指数级上升,这对原有的飞控系统试验验证体系提出了巨大挑战。按照飞控系统设计原则和先进飞机飞控系统验证技术特点,创新构建基于飞控系统综合试验平台的快速验证技术体系,建立参试设备的统一描述框架,通过信号转接技术实现试验过程的自动控制,基于试验任务对环境设备自动识别与配置,实现试验流程的自动化管理与控制,最终将基于飞控系统的可靠性物理验证转变为基于飞控系统试验任务的快速验证。经验证,该技术平均缩短验证周期50%以上。研究结果对提高飞控系统综合试验效率、实现试验环境的柔性配置,具有一定的参考意义。     

民机试飞构型管理概述

以民用飞机试飞工作为背景,从民机试飞构型管理的特征和过程出发,论述了试飞构型管理的范围和性质,说明了试飞构型管理本质上属于研制构型管理,由制造商内部控制。并从适航的角度研究了民机试飞构型到位工作的特点及其与试飞计划的关系、给出了试飞构型评估报告编制方法。最后,介绍了试飞构型控制工作的流程,并根据试飞构型管理实践经验,提出了试飞构型控制工作中需关注的重点。对后续民机试飞构型工作具有一定的参考意义。     

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题,大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险,风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状,对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析,为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术,有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能,降低试飞风险,是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。     

K8V变稳飞机飞行试验验证系统

介绍了Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验验证系统的组成及功能,分别阐述了该系统的飞控软件综合验证子系统、机上地面试验数据采集与处理子系统和飞行试验数据处理分析子系统等三部分的组成、工作原理、以及在飞行试验各个阶段的不同特点和作用。通过Ｋ８Ｖ变稳飞机飞行试验的应用,表明该系统能够满足变稳飞机的软件维护、系统验收试飞及后续的应用研究,具有实时,快速,准确,自动化等优点,可为Ｋ８Ｖ变稳飞机应用研究提供重要的支持手段     

民用飞机飞行试验测试参数管理方法

飞行试验测试参数是反映飞行试验情况,分析飞机、系统特性的主要信息来源,是飞行试验评估的基础。以往的民用飞机研发过程中,主制造商对飞行试验参数的统筹管理不足,往往以试飞单位为主,大量测试参数标识不清、冗余度高。通过定义测试参数种类、标识方法,规范了测试参数名称,提高测试参数可读性;通过测试参数单一数据源化流程,实现了测试参数单一数据源管理,形成了面向设计人员的3类主要测试参数表,同时建立了参数层级管理模式;提出了参数定义表与参数配置表的概念,给出了测试参数配置分发方法。该方法在某飞机研制中起到有效作用,可以为国内民用飞机试飞测试参数的管理提供借鉴。     

民用飞机试飞规划与管理技术研究

梳理了通用的民机试飞需求类型,讨论了民机试飞任务分工和试飞计划制订原则,分析了民机试飞科目特点和逻辑关系,研究并提出了一种民机试飞任务优化方法,系统地阐述了试飞规划与管理体系,实现了民机试飞的闭环控制,解决了国内试飞规划中未能系统研究的问题,并创建了一套具有国际先进水平的民机试飞规划与管理系统(Flight Test Control System,简称"FTCS")。FTCS已在实际型号试飞工作中得到了验证和应用,起到了减少试飞架次和提高试飞效率的作用,具有实际的工程应用意义。     

基于工程经验和层次分析的民机试飞周期影响因素分析及可行性建议

试飞取证是民机研制的重要环节,也是当前国内民机研制亟需补全的短板,过长的试飞周期将给民机研制成本带来极大压力,过度推迟的取证交付计划将会给民机产品的市场竞争力带来不利影响。基于当前国内民机研制经验,总结民机试飞的类型和特点,对比分析已有国内外民机试飞周期数据,结合国内民机实际试飞过程和工程经验,识别出影响当前阶段国内民机试飞周期的主要因素,并基于层次分析法和实际试飞实施案例经验搭建了民机试飞周期影响因素评价分析模型,对各层级影响因素进行了定量分析,得出减少试飞科目可有效减少试飞周期的结论,并就优先级较高的具体影响因素提出了优化完善建议或可行性方案,给出了民机研发试飞管控建议和取得型号检查核准书(type inspection authorization,简称TIA)前试飞科目选取建议,供后续民机研制参考使用。     

飞机的全局稳定性分析和非线性控制

现代军用飞机常设计为在大迎角下飞行。此时飞机是一个高度非线性系统，其稳定特性不能用线性方法求解。而实现控制，特别是在非线性不稳定性的情况下，更是十分困难的。本文介绍了一种综合的分析飞机非线性稳定性和控制的方法。即用分岐理论来决定飞机的全局稳定性。用四阶龙格－库塔积分来计算飞机运动的平衡面和分岐点，并构造运动状态的扰动传播矩阵，而此矩阵的特征值可用来预测稳定性的时变性。此外，还利用扰动传播矩阵来求得为满足规定的飞机反应特性（通常由频率和阻尼表示）所需的操纵，即各操纵面反馈回路的放大系数值。对典型飞机的算例计算结果表明，非线性控制是成功的。     

民用飞机驾驶舱门抵御穿透要求适航符合性评估方法

民用飞机驾驶舱门系统安装在飞机舱内,用于阻隔驾驶舱和客舱,除供机组人员正常进出驾驶舱外,必须具备防弹及防侵入功能,防止非机组人员抢夺飞机控制权,为机组成员提供安全保护。从驾驶舱门系统抵御穿透适航条款解读入手,对适航审定要求进行研究解读,提出一种民用飞机驾驶舱门抵御穿透试验方法,给出子弹选择、危险弹道确认、枪击点筛选、试验件构型准备等试验实施细节和要求,并以某型民用飞机驾驶舱门系统研发以及抵御穿透适航审定为基础对其进行验证。结果表明：本文提出的驾驶舱门抵御穿透试验方法有效,满足条款符合性,能够为飞机驾驶舱门设计研发以及适航符合性分析验证和相关条款的适航审定工作提供参考。