浅析航空公司如何制定年度索赔效益目标

借鉴国际索赔效益模型,审核索赔期内总的机队规模和机队总价值,并将机队总价值细分到每一个索赔月。进一步审核当年索赔期内机队的有效索赔月,结合得到的月索赔价值,获得当年度理论索赔总额。根据隐性和显性索赔价值比率,修正理论索赔总额,从而获得年度索赔效益目标,并以深航近五年的索赔数据对该方法进行了验证。     

浅谈航空发动机索赔政策的应用和管理

本文阐述了发动机索赔的概念和发动机索赔涵盖的范围,介绍了各种索赔情况的判定方法和获得索赔信息的各种渠道,论述了完善的管理程序和信息网络化管理的重要性,阐明了数据信息和交流对索赔成功所起的作用,提出了发动机索赔管理的详细方案和建议以及索赔工作岗位的专业化要求,强调了通过索赔降低维修成本的重大意义。     

国际工程索赔争端解决的经验教训

在国际工程承包中,索赔工作是一项复杂艰辛的事情,受诸多因素影响。尽管有FIDIC合同条件的原则规定,但实际施工中会经常发生违背合同条件的事例。本文用实例分析阐述索赔工作的复杂性,并根据经验提出有益的建议。     

飞机可修理零备件索赔管理初探

飞机零备件制造厂和维修厂对其产品和维修都有一定时间的质量保证,对于在保证期内出现的质量问题,如能证明系因厂家材料、工艺或设计原因引起,均可提出索赔,厂家应免费将零备件恢复至可用状态或补偿相关损失。按索赔对象可分为针对产品质量问题向制造厂的索赔和针对维修质量问题向维修厂的索赔。     

民用航空器产品的担保与索赔

民用航空器产品的担保／索赔是一个较新型的行业或专业，在国外航空公司中已得到了高度的重视和快速发展。然而，在我国的大多数航空公司中，航空器产品的担保／索赔起步较晚，还没有很好地开展起来，也缺少完备的制度基础及操作层面上的经验，对航空器产品的担保／索赔的认知，大多还停留在仅有的航空部件的送修保修（免费修理）和／或服务通告的担保索赔上，对什么是真正的航空产品的担保／索赔，却知之甚少。     

施工中承包商索赔处理方法的探讨

在工程合同实施过程中工程索赔是承包商和业主之间一项正常的、普遍存在的合同管理业务，合同一方因非自身因素或对方不履行或未能正确履行所规定的义务而受到损失时，向对方提出赔偿的行为。因此索赔是对等双向的，不仅承包商可以向业主索赔，业主也可向承包商进行索赔，但现实中大量存在的是承包商向业主的索赔，我们称之为承包商索赔。     

民用航空器索赔与降低维修成本

一、航空器索赔的重要性根据各国航空公司运营成本的经验,除了购机费用(或租赁)和航油费用,第三大成本就是机务维修成本,而飞机索赔又是降低维修成本非常重要的一部分,它具有投入少、见效快、收入高的特点。因此,积极地开展和做好索赔工作,对有效降低维修成本、增加收益、提高航空公司的整体运营效益和市场竞争力有着十分重要的意义。     

民用航空器产品的担保与索赔

民用航空器产品的担保/索赔是一个较新型的行业或专业,在国外各大航空公司中已得到了高度的重视和快速发展。然而,我国民用航空器产     

一个必须由日本人打开的“死结”——为“七.七”事变和“南京大屠杀”60 周年而作

首先提出影响中日关系的一个死结，是由诸如：钓鱼岛问题；南京大屠杀问题；慰安妇问题；教科书问题；以及核武器、美日安保条约、战争赔偿（主要是民间索赔）等问题组成的。根据现存问题指出责任在日本，关系好坏全在日方能否正确对待。最后论及中国政府和人民应采取的态度。     

浅谈楼面裂缝原因及防治

一、序言 现浇钢筋混凝土楼面板的裂缝，是目前较难克服的质量通病之一，建筑工程楼面出现裂缝，往往会引起投诉、纠纷以及索赔要求等。下面从施工、材料等方面，分析楼面裂缝的原因及综合防治措施。     

剩余索取权归属问题的思考

撇开"资本雇佣劳动"和"劳动雇佣资本"的模式,文章从企业剩余的创造、要素贡献率、风险、谈判力等角度探讨了剩余索取权的归属安排.     

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.      

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。     

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。