部件寿命的参数估计及其在服务通告中的应用

针对国内航空公司需要客观准确评估服务通告的问题,提出了利用极大似然估计方法来提高服务通告经济性评估的准确性。首先介绍了部件可靠性指标一平均非例行拆换间隔 （mean time between unscheduled removals,MTBUR）及其在服务通告中的应用;然后针对服务通告改装前后部件寿命的变化,采用极大似然估计方法估算改装后部件MTBF（mean time between failures）;最后结合估算的MTBF分析部件寿命变化对航空公司经济性的影响。     

民航服务通告的编制研究

民航服务通告是航空制造商对飞机可靠性、经济性、维修性等提出的改进措施．以保证飞机的持续适航和全寿命经济性。针对传统服务通告存在的诸多弊端．提出了新型服务通告的编制流程,利用XML、VRML、JsP和数据库技术研制出交互式服务通告,提高编制和使用效率．保证民机运营的效率和可靠性。     

服务通告全面成本评估

从工作实际出发，提出了服务通告的全面成本评估方案，详细给出成本项分类和量化方法，应用投资收益率方法综合决策各成本项，帮助工程管理人员科学量化服务通告，得到更准确合理的评估结论。     

基于数据模拟的机载软件改装评估方法

随着机载信息技术的发展,越来越多的传统航空电子组件被功能软件所代替,飞机制造厂家发布的机载软件升级服务通告也随之增多。本文通过实际案例探讨如何在传统的改装评估指标基础上,对软件改装服务通告中涉及的内在逻辑进行数据模拟,得出量化指标,以科学严谨的评估手段充分评估机载软件升级后对航空公司运行可能造成的实际影响。     

基于持续适航体系的国产民机服务通告管理研究

服务通告是改善在役机队性能、缓解机队安全风险的重要手段。梳理了国产民机服务通告的相关概念,阐述了持续适航相关风险,分别总结了当前持续适航体系及服务通告编制的具体实践,并着重提出了基于持续适航体系的国产民机服务通告的闭环管理新模式。研究了针对国产民机服务通告的全流程体系监管方式,可实现对国产民机服务通告的全流程监督和管理,并用于指导国产民机服务通告的具体实践。     

可靠性增长的贝叶斯方法在服务通告改装件寿命预测中的应用

服务通告的可靠性评估是航空公司都面临的问题。从航空公司实际出发,采用指数寿命型可靠性增长的贝叶斯分析方法,改善服务通告改装件寿命预测精确性。     

民机服务通告语句表述标准化的研究

从引起歧义的语句、强制性语句和灵活性语句、重复和矛盾的语句3个方面对服务通告(Service Bulletin,SB)语句表述进行研究,并相应的提出正确表述、适用性条件和如何避免的方法。通过描述性语句和实例展示的方式为服务通告编写人员提供了语句编写的指南,同时也促进了服务通告语句的标准化和规范化管理。     

波音737飞机前承压隔框结构检查和改装

波音公司颁发了服务通告 737－ 53A117 R3,要求对波音 737飞机前承隔框进行检查和改装。本文对执行波音通告的难点和经验谈一点体会。     

服务通告与工程指令管理软件系统

服务通告评估与工程指令管理系统软件是一个局部区域网管理系统。本文简单介绍了该系统的Client端设计、Server端设计以及Client/Server连接的基本设计技巧。     

航空公司服务通告的管理控制

服务通告是飞机、发动机、附件生产厂家对由于其产品生产工艺、使用材料、制造缺陷产生的质量问题,提出的检查要求、使用限制、产品召回、修理或改装措施。各航空公司为保障飞机的持续适航性,需要对各制造厂颁发的服务通告/服务信函进行控制管理,其中     

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。