航空武器装备服务保障业务变革

随着国防和军队现代化建设加速推进,军用飞机不断发展对航空武器装备的使用和维护提出了更高的要求。因此,航空武器装备服务保障业务变革势在必行。本文对航空武器装备服务保障业务现状进行了分析,提出了模式、组织、流程、IT、标准多要素协同变革思路,绘制了业务变革路径并详述了变革过程中的关键做法,分析比较了变革前后的业务能力增长数据,为航空武器装备服务保障业务变革提供了可行性实践经验。     

卫星网络多路径QoS路由策略研究

针对卫星宽带网络业务的多样性,提出了一种基于业务QoS(服务质量)需求和星间链路信息的多路径并行路由方案。该方案利用星间链路历史信息和准实时信息进行路由预规划,并基于星间链路实时信息和业务QoS需求对预规划的路由方案进行动态调整,实现业务数据在源节点和目的节点之间进行多路径并行传输。该方案不仅确保了业务传输的高可达性,而且使整个卫星网络链路资源得到充分利用,实现负载均衡。     

国外机场业务构成的影响因素及其启示

中国机场业在市场化的进程中需要不断培育和强化竞争优势。这种优势不仅体现在先进的硬件设施上,更体现在基于合理业务结构的持续盈利能力上。当前,国内各机场纷纷寻求优化业务结构的可能途径并进行了许多有益的尝试。然而,在优化业务结构之前,首先需要了解影响业务构成的各种因素。本文通过分析国外机场业务构成的影响因素,提出了对中国机场优化业务结构的若干启示。一、国外机场业务构成的影响因素国外机场的业务构成差别较大,这取决于不同的定位、客户、自身条件、所有权结构及相关的法律法规。1.机场定位简单地说,欧洲机场是企业型的机…     

业务发展与企业持续成长分析

过去,在业务的研究中,人们更多的是从业务选择来分析问题,而忽视了一个重要视角:业务本身的发展过程.从业务的三个层次:现有业务、新的业务及业务退出对企业持续成长的作用分析中,得出只有保持业务发展的三个层次协调平衡,才能实现企业持续成长的结论.     

航空维修业简讯

Gameco附件维修年产值超千万美元Gameco Harvested in Parts Maintenance2003年Gameco的飞机附件维修业务总产值超过了1千万美元,比上一年增长16%。Gameco附件业务中心组建第一年,在市场竞争白热化、维修价格趋于走低和“非典”的冲击等等不利条件下取得的这样的成绩,来之不易。2002年10月, Gameco组建了附件业务中心(CBC),使飞机附件维修在销售与服务、航材管理、生产计划与控制、项目发展等与飞机大修业务分离,附件业务中心内部组建了专职开拓市场的客户支援和销售部,加大市场的开拓力度。一年多来,来自南航的业务和第三方业务都取得…     

航空公司驻外营业部的货运业务开发

随着我国民航的体制改革,航空运输业已由独家经营变为多家经营,各航空公司为适应市场的发展和业务的开发,相继在业务繁忙的城市开设了营业部,从事本公司的业务处理和销售业务。就销售业务说,目前多数营业部比较偏重于客运的销售业务,忽视了货运的销售业务。实际上提高飞机载运率,提高航空公司的经济效益是离不开航空货运业务的。本文结合南方航空公司在北京地区的货运销售     

对空管系统导航业务发展和管理的思考

<正>2007年空管系统一体化改革完成后,空管系统导航业务实现了业务和人财物的一体化管理,这也为空管系统导航业务快速发展提供了体系和制度上的保障。空管系统三级管理体系的确立以及“三定”方案的落实,为空管系统导航业务统一运行模式、规范化和标准化运行、联网运行监控、整合零备件管理和调配、优化维护和维修人员分类分级、细化技术和管理人员分工协作等打下了坚实的基础。但与此同时,空管一体化后导航业务的发展也遇到了一些新的情况和     

北京航星机器制造公司车间制造执行系统应用案例分析

本文针对国内航天军工行业的机械加工业务及企业整体信息化水平的发展现状,分析了该行业机械制造业务的特点及生产过程中数据管理的需求,论述了在企业生产制造过程中实施车间制造执行系统(MES)的必要性和紧迫性。根据对企业实际业务需     

航空制造业数字化协同技术综述

航空制造数字化协同体系包括了业务体系和应用体系,其建设和应用的过程也是实现企业业务变革和管理创新的过程,涉及到商业模式、组织体系、业务流程、资源技能、工具及应用等方方面面的优化和整合。在体系化建设和应用推进中应注意业务与IT的紧密融合,以业务变革推动IT应用体系构建,以IT应用体系保障业务变革的成功实施。     

外军保障信息化建设对我军装备保障转型的启示

本文研究了外军保障的信息化建设的情况,重点对美国海军装备保障的业务信息系统进行了分析,论述了美国海军从上世纪八、九十年代至今在装备保障领域的业务信息系统的发展历程,总结了美军装备保障业务信息系统的主要功能和特点,最后从顶层设计、软件架构和使用培训等方面,论述了外军保障信息化系统对我军装备保障转型的启示。     

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.      

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。     

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。     

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。