民用飞机直接维修成本分析与控制技术

结合工程实际阐述了如何在飞机设计过程中对直接维修成本(DMC)进行分析与控制,从而优化产品设计和保障方案,提高民用飞机的市场竞争力。     

事理理论在航空维修中的应用

航空维修是为保持和恢复航空装备(飞机)规定状态而采取的工程技术和管理活动,是航空装备效能发挥的重要保障.由于航空维修面临的挑战越来越严峻,需要从新的视角来审视信息化条件下的航空维修.     

战斗机维修作业体制对比权衡和分析研究

维修作业体制的制定极大程度地影响维修保障的效率和效果,影响航空兵部队战斗力的发挥。对维修作业体制的研究有助于了解在不同环境下制定维修保障流程的原则和方法,以提高维修保障效率和装备的可靠性与经济性。运用层次分析法对维修作业体制进行探究,量化分析以维修体制为核心影响参数的评价体系,明确指标体系中的各指标所占的权重,并进行案例分析。结果表明:在不同的评价指标体系中,出动架次率和机群任务成功率所占的权重较大,而在二级指标中,规划保障所占的权重较大,说明了外场规划保障能力是影响维修作业体制的重要因素,为优化维修作业体制打下坚实的基础。     

基于知识的复杂装备虚拟(VE)维修训练系统研究

随着装备日趋复杂,传统的维修训练所带来的问题已成为影响装备尽快形成战斗力的重要因素之一.文中从现状分析入手,对基于知识的复杂装备虚拟维修训练系统的功能与总体框架、智能维修训练内容决策子系统、智能维修训练辅导子系统和虚拟环境(VE,virtualenvironment)生成子系统的研究进行了详细描述.     

试论规划维修与装备综合保障其他工作的关系

论述了装备规划维修与装备综合保障其他工作 ,如保障性分析、规划使用保障以及规划保障资源之间的关系。其中包括这些工作各自在装备综合保障中的地位、工作对象、工作目的、工作内容和主要输入输出以及它们的差别和关系。     

军机维修保障装备发展建设的思考

随着军用飞机复杂程度的提高和各种高新技术在航空领域的应用。维修保障装备作为空军装备体系的一部分,对于军用飞机作战效能的发挥具有越来越重要的作用。本文从基本定义入手。分析了军机维修保障装备的作用、要求及发展趋势,并详细论述了维修保障能力的影响因素,最后提出了提高维修保障能力的基本途径,为航空保障装备的发展建设提供了一定的理论依据。     

从基林航空维修大队看美军直升机维修模式

<正>在现代高科技战争中,军队对于直升机的快速出动能力和战备完好性有着很高的要求,反映在保障建设中,直升机维修大队发挥着重要的作用,甚至直接反映了直升机的维修模式。为了满足现代战争的需要,美国多年来一直都非常注重加强直升机装备保障建设,提高直升机的快速出动能力,保持极高的战备完好率。"基林航空维修大队"(Killeen AFMA)作为美国陆军的一支专业直升机维修部队,多年来出色地完成了多项任务,保障了美军陆航在国内外的各项军事行动,其建设发展历程反映了美军直升机维修保障的基本模式。     

论规划维修的主要内容和基本程序

从规划维修的定义出发,探讨了规划维修在装备综合保障工作中的地位、作用,重点论述了规划维修的主要工作内容和基本工作程序.     

从航空武器装备维修体制变化看ATE的发展趋势

以装备维修体制变化为背景,阐述了自动测试设备(ATE)在装备三级维修中的应用,研究了两级维修体制下的各级测试需求,结合国外军队ATE的近期研究状况,分析了其最新趋势,从而为我军ATE的研制提供了借鉴.     

基于任务转换的维修保障手册规划研究

装备作战条件下的快速响应与机动保障是衡量装备后勤保障能力的重要体现。装备作战条件下的任务剖面转换维修保障工作直接影响任务的及时和完好,人力的科学调度、维修程序的合理化程度、备件的满足情况、保障设备和工具的通用化等因素成为转换维修保障工作的重要支撑内容。传统的保障措施主要依靠维护规程、维修手册和用户总结的材料,内容分散且存在缺失,保障流程不统一,效果差。针对任务转换的时间指标要求高、保障流程复杂、涉及专业面广、工作量大等特点,本文对基于任务转换的维修保障手册进行了系统全面的规划。     

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.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

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）。     

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.      

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。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

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.     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。