优化维修生产计划提升飞机可用率

提升飞机可用率可以增加航空公司收益,降低运营成本。本文从航空公司维修生产计划角度,通过维修方案、工作整合、停场计划、非计划维修等环节的优化,探讨了飞机可用率的提升手段。     

浅谈飞机维修计划控制优化的重要性

介绍了飞机维修计划精细化控制管理要素及优化方式,以国航A330飞机4C检为例,探讨如何制定与优化生产维修计划,以提高维修质量、缩短维修周期、降低维修成本、提升航空公司效益。     

飞机维修方案对航空公司成本的影响

飞机维修是航空公司获得发展和获取利润的关键因素,不仅为航空公司运行提供安全保障,确保飞机的持续适航状态,且每天要为航空公司的航班计划准时地提供可用的飞机。飞机维修的依据是预先制定的维修方案和维修计划,而不同机型、不同航空公司的维修方案是不同的,因此制定一个好的飞机维修方案和计划至关重要。图1是航空公司制定维修方案的主要考虑因素。根据图1可明显地看出,大部分的内部因素是可控和可变因素,也就是说这些因素在不同的条件下是可以被改变和优化的。安全、可靠和经济是制定维修方案的中心点,而维修方案和计划又是一切维修活动…     

飞机维修计划技术

对航空公司机务维修计划管理系统的功能进行了分析。介绍了维修生产能力的计算和维修生产计划的制定方法。     

民航机维修计划

维修计划要素尽管飞机的具体维修计划因航空公司或机型不同而异,但维修的基本要求是大致相同的.维修计划一般包括以下要素:动力系统的维修计划动力系统(包括辅助动力装置)是飞机的重要系统.动力系统故障不易被发现,可能危及飞机在地面或空中的安全,造成重大的经济损失.像动力系统之类的飞机重要组成部分,需要由维修领导小组确定其维修要求,再由计划制定人员按照维修逻辑图制定相应的维修计划.     

基于粒子群优化算法的飞机维修计划编制优化

针对国内航空公司的维修生产管理,分析了维修计划的编制流程,建立了相应的整数规划数学模型,该模型采用维修停场损失、维修加班费用和维修外包费用的和作为目标函数,可用于混合机型机队的定检维修计划的制定。同时分析研究了粒子群优化算法,并采用该算法对模型进行求解。数据仿真结果表明,建立的模型和求解算法切实可行。     

降低维修成本探讨

维修成本是航空公司直接营运成本中最复杂、相对可控制性又最强的一个重要组成部分，约占直接营运成本的14％～25％，因此，对于航空公司来说，控制并不断降低维修成本对提高航空公司的管理水平，最终获得更多的利润，有着十分重要的意义。一、飞机维护成本的控制和管理(一)应完善飞机排故拆换件控制程序，专设职能部门负责监控，对于日常航前航后的检修、换件，严格检查把关，杜绝误拆、误换和误送。(二)生产计划部门为确保持续适航，运行安全，必须优化维修计划。维修计划的制订应着眼于：工作计划的计划与控制，以减少工时及工作量；人力…     

探索低成本航空的维修计划执行方案

问题的提出 飞机维修是一个航空公司运行的基础,飞机维修的依据是预先制定的飞机维修方案和执行计划.与国外航空公司相比,中国航空公司的维修成本在总运行成本中所占的比例较大,因此,降低维修成本应该从制定经济的维修计划执行方案人手.     

维修领域IT系统的升级

航空公司和维修企业对IT系统的升级需求有所不同。航空公司的需求集中在能改进维修计划、具备移动性和提升供应链管理能力等方面，而维修企业则更希望通过相关软件可以快速查询技术资料、制订生产计划和进行文档管理等。     

维修计划与维修资源

维修计划是否能够如实反映并充分利用维修资源,不仅直接影响到公司的生产效率和利润,也关系到飞行安全。一、维修计划的构成飞机持续适航是由飞机的维护方案以及飞机维护方案的正确执行这两个关键环节决定的。飞机维护方案体现的是航空公司飞机维修工程管理水平,而维护方案的执行体现的则是航空公司的飞     

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。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.