面向航材周转比例的数据仓库构建研究

航空器材周转比例是指单位航材所保障的飞机架数，其研究是根据各型飞机航空器材消耗的特点，结合不同的保障任务、供应标准、航材性能、经验数据及环境条件等诸多条件，对不同机场的航材实际消耗情况进行分析归纳．建立数学模型和计算机模型，找出其消耗规律，合理确定各种航材的周转定额和周转比例的数据分析工作。它是航材筹措、储备及供应工作的基础。科学地进行航材周转比例研究可以为航材保障工作提供可靠的依据，提高经济效益。因此，航空器材周转比例研究是一个极具现实意义的课题。     

航材供应链管理中的定量分析方法研究

研究了长期困扰航空公司的航材库存成本过高的现状和飞机维修中备件短缺的问题,分析影响航材供应链效率的不确定因素,通过定量分析方法优化航材订货量模型,有效地降低航材库存成本并提高供应链的生产保障水平,为航空公司航材管理提供合理的决策支持.     

如何加强航材送修的成本控制

航材送修成本是航空公司维修成本的重要组成部分,建立一套科学完善的成本控制制度,对航材送修进行事前、事中及事后的全过程、全方位监控,对于航空公司降低维修成本具有重要的意义。一、送修必要性并非所有航材的送修都是合理的。在送修帐单的审核中我们发现,一些送修航材经维修厂测试后发现为无故障件,厂家收取相应的检测费后将航材送回,还有一些在检查后发现仅仅是保险丝或其他一些小问题,经简单换件处理后返回。由于目前多数故障航材仍送往境外维修,送修航材的往返运费、保险费及入境税费等都是不可不考虑的支出。上述简单故障送修件本可…     

试析航空公司航材管理的经济效益

近年来,航空公司的经济效益一再滑坡,一个很重要的原因就是成本上升很快。航空公司成本费用中的很大一部分是航材费用。航材支出,不仅包括航材本身的价值,还包括航材占用资金本身的成本以及仓储费用和采购费用等,因此航材管理的经济效益对航空公司的经济效益有一定的影响和作用。分析了航材管理在航空公司中的地位和作用,剖析了体现航材经济效益的几个方面,针对影响航材管理的因素,提出了建立科学的航材管理信息系统、全面的成本管理和科学的成本核算方法及目标定额管理等几个方面,以加强和改善航材管理,提高航材管理的经济效益。     

低成本航空公司的航材保障策略

正自去年新冠疫情爆发以来,各航空公司都非常重视成本控制,航材成本是其中重要的一项。而在航材成本控制中,低成本航空公司的表现尤为突出。为此,本文探索了低成本航空公司的航材保障策略。但是说到底,不可能有普遍适用的策略,只可能有广泛适用的原则,那就是保持航材成本固定可预测或者轻资产。     

航材送修可视化管理浅析

利用现代网络技术建立航材送修可视化管理系统,有效减少航材送修流程中监控的盲点,暴露航材送修过程中的问题,从而提高航材送修周转率,降低航材送修周期。     

航材送修业务精细化管理

航材管理是航空公司运行保障的重要组成部分,航材送修业务是航材管理的基础环节。基于大数据理论提出"数据驱动"的管理理念,对航材送修流程从宏观和微观角度进行精细化管理,提升送修航材的可靠性和经济性,进而提高航空公司的航材保障能力。     

基于灰色模糊层次分析法的航材重要度计算

在航材保障流程中,无论是对于航材筹措还是航材修理,理清航材的重要度排序都极其重要,可提高保障工作效率。本文结合工作实际,系统分析了航材重要度的影响因素,构建了重要度指标体系,并运用层次分析、灰色模糊综合评价方法对航材重要度进行评价,最后依据结果来确定航材的优先级次序,为提高航材保障工作效益提供了思路与方法。     

维修动态

GAMECO设立流动型航材库6月初,由一辆货车经过精心改装而成的流动航材仓库在广州飞机维修工程有限公司(GAMECO)投入试运行,标志着GAMECO航线航材保障开创了一个崭新模式。该流动型航材库严格按照航材库房的管理要求运行,内部配有充足     

浅谈航材库存管理策略

航材库存管理策略直接影响到飞机维修成本,通过分析航材的分类及其消耗规律,提出了航材库存管理的基本原则,对确定性航材库存策略和随机性航材库存策略进行了初步的探讨。     

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）。     

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。     

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。