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民用飞机全寿命周期成本及经济性设计研究 总被引:3,自引:0,他引:3
总结了民用飞机全寿命周期成本研究方法,对民机型号研制中通常采用的成本估算方法和软件工具进行了介绍。在此基础上,一方面从民机运营经济性的角度对不同市场条件下的计算分析模型进行了对比,指出发展更可靠的直接维修成本(DMC)模型的必要性;另一方面,从民机研制的角度,通过将经济性分析模块有机融入传统飞机设计流程,提出面向经济性设计的总体思路,为实现民用飞机的多学科设计提供了基础。 相似文献
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本文针对民用航空发动机研制过程的成本控制需要,以建立型号论证时快速估算民用航空发动机研制成本投入为目标,开展了民用航空发动机成本估算方法研究。研究中结合工程实际,建立了发动机重要总体参数方程,分析了发动机参数间的相关关系,识别出了用于建立参数模型估算研制成本的发动机关键特征参数,并搜集了几型发动机研制成本投入以及关键特征参数,利用多元线性回归理论建立了参数法成本估算模型,并对建立的参数法模型进行了回归显著性检验,考虑到文中使用的样本数据为国外不同年代的民用航空发动机研制成本数据,本文模型计算结果需进行时间修正和币种修正,本文建立的参数模型适用于研制早期快速估算研制成本,为项目论证和成本控制提供重要依据。 相似文献
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民用飞机的直接使用费用与飞机的设计方案及设计参数直接相关,是民用飞机经济性设计中考虑的主要因素。可靠性和安全性是民用飞机产品的固有属性,是保障飞机使用安全的前提条件,其参数化设计被视为制约飞机效费比的重要因素。为提高民用飞机经济性在民航市场中的竞争力,在初始设计阶段,以系统工程的观点,综合考虑可靠性、安全性和成本之间的联系,提出基于成本的可靠性与安全性一体化设计思想,建立以可靠性、安全性最优为目标,飞机成本、飞机各性能参数为约束的优化模型;提出基于成本的民用飞机可靠性与安全性一体化设计与验证流程,并通过案例进行验证。本文所提设计策略可为我国新一代大型民用客机研制提供技术支撑。 相似文献
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采用的偏最小二乘法目的是解决数据量较小的问题,特别针对小样本数据缺失和多重共线性的问题。作者提出适用标准PLS算法,以鲁棒的协方差矩阵,用于涡扇发动机成本预测中的应用。结果表明,误差较小,能够满足实际涡扇发动机成本费用的估算。 相似文献
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为有效解决某涡扇发动机过度维修造成发动机性能衰减、维修周期长、维修成本高的难题,以某涡扇发动机大修手册和维修工艺为依据,研究了基于故障检测的发动机维修流程和修理模式,建立专家诊断系统和基于BP(back propagation)神经网络的故障诊断模型,并用数台涡扇发动机真实性能数据验证故障诊断模型的可靠性,其诊断准确率高达95%,综合两者的诊断信息,制定可靠的维修方案,优化维修流程,提出了一种基于故障检测的维修决策方法.通过某涡扇真实排气温度高发动机应用验证表明:所提出的维修决策方法,有效排除故障,提高发动机的修理质量,降低维修成本,具有良好的工程应用价值. 相似文献
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远程巡航导弹均用涡扇发动机作为主发动机.这种弹用涡扇发动机与普通航空涡扇发动机相比具有许多不同的特点.其基本特征是小体积、小推力、低成本和短寿命.本文讨论了这种弹用涡扇发动机的设计准则、总体性能、结构、制造工艺及其发展动向. 相似文献
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《Air & Space Europe》2001,3(3-4):309-311
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许春生 《中国民航学院学报》1993,11(3):12-17
本文介绍数字电子控制及发动机使用计算机进行动态模拟与参数调整的一种方法。该方法对采用 FADEC 的民用涡扇发动机有一定的继承性和通用性并且适合于工程技术人员。 相似文献
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为了在设计阶段提升带直二元喷管涡扇发动机的总体性能,本文开展了基于直二元喷管形面优化的涡扇发动机参数优化的研究。首先,建立了带直二元喷管的涡扇发动机模型,提出了发动机正后向排气系统红外辐射特征的计算方法,分析了直二元喷管尺寸对发动机性能参数的影响;其次,提出了基于序列二次规划算法的设计参数多目标优化方法,优化的目标包括高单位推力、低油耗和低红外辐射强度;最后,基于以上模型,利用序列二次规划算法对在设计点非加力情况下的涡扇发动机设计参数进行多目标优化。仿真结果表明:在设计点上,相较于不带直二元喷管的涡扇发动机,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的红外性能,并且通过算法优化后,带直二元喷管的涡扇发动机具有更好的性能参数。 相似文献
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为了探索一种便于进行涡扇发动机过渡态控制规律设计的性能计算模型,提出了基于部件法的涡扇发动机加减速的显式格式和隐式格式计算方法,该方法通过在发动机计算模型中直接给定喘振裕度限制值、燃烧室油气比限制值和涡轮进口总温的限制值,计算出最优的加减速特性,进而获得发动机的最优加减速控制规律。计算模型针对不同的给定值,选择了不同的燃烧室容积效应模型。证明了对一般的涡扇发动机,隐式格式计算模型中,给定压气机喘振裕度算法的解是唯一的。以某涡扇发动机在地面的加减速过程为例,按最优加减速控制规律计算,显式格式算法和隐式格式算法的结果误差小于1.3%.对给定高压转子转速加速率的加速特性也进行了验算,计算结果与最优加速过程的结果误差小于1.7%.本文提出的加减速特性计算方法可为涡扇发动机的过渡态开环和闭环控制规律设计提供便捷的手段。 相似文献