飞机信息管理系统

飞机信息管理系统（精选12篇）

1.飞机信息管理系统 篇一

飞机发动机传感器信息融合技术应用研究

随着飞机性能的不断发展,飞机发动机愈来愈复杂,需监控参数由几个增加到几十个.因此,以前靠分离仪表已不能适应现代飞机发动机性能监控的`要求,现代飞机发动机装备有发动机参数采集器,而发动机参数采集器是计算机化的全自动设备,它实时采集飞机发动机的工作状态,并适时将数据传送给其他机载设备使用,其性能的地面维护和检测比较困难,为提高校测设备的自动化水平和检测精度,设计了飞机发动机实时在线检测控制系统,该系统采用先进的计算机数据采集与控制技术.解决了在地面模拟飞机发动机工作状态与数据实时采集与传送的矛盾,大大提高了检测精度,缩短了检测时间,为提高发动机参数采集器的维修效率具有十分重要的意义.

作 者：马国岗  作者单位：河南省郑州市新郑国际机场管理有限公司,河南,新郑,451161 刊 名：北京电力高等专科学校学报 英文刊名：BEIJING DIANLI GAODENG ZHUANKE XUEXIAO XUEBAO 年，卷(期)： “”(4) 分类号：V1 关键词：飞机发动机   传感器   融合技术   自动设备  

 

2.飞机信息管理系统 篇二

GPWS由近地警告计算机、警告灯和控制板组成。它的核心是近地警告计算机, 一旦发现不安全状态就通过灯光和声音通知驾驶员, 直到驾驶员采取措施脱离不安全状态时信号终止。

近地警告系统主要把危险状况分为6种方式警告:

———下降速度过大;

———对于地面的接近速率过大;

———起飞或复飞爬高时襟翼下放得太小;

———飞机离地高度不够;

———飞机进近时, 下滑道向下偏离;

———风切变。

近地警告系统还通过在驾驶舱内的扬声器向驾驶员发出声音报警, 警告系统的主指示灯发出报警指令, 并在电子飞行仪表系统上显示警告信息。但是现在它人有很多不足:

———不能了解前方的情况。它只有“下视”功能, 依赖于无线电高度, 而无线电高度不能反映飞机前方的地形情况。

———虽然可通过对过去的飞行信息进行跟踪和对以后的飞行信息进行预测, 以评估前方是否存在危险。使飞机飞向上升坡度很大的地形时, 向驾驶员发出告警信号。但如果前方出现突然上升的地形, 垂直的峭壁或陡峭的悬崖, 则无法及时发出告警信号

———存在“无警告”的因素限制:当飞机起落架和襟翼均在着陆形态, 并以正常速率下降时, 无法提供地形警告, 因为此时GPWS认为飞机将降落在机场, 为避免干扰, 需要抑制告警。

为了简化机组与EGPWS的联系, 让机组更快适应, EGPWS的警告方式与传统GPWS几乎一样, 也包括了传统GPWS的相关功能, GPWS的具体功能、运行方式这里就不介绍了, 下面介绍的是EGP-WS与传统GPWS相比的一些新功能和特点。

增强型近地警告系统使用自身的全球机场位置数据库和地形数据库, 并且利用飞机位置、气压高度和飞行轨迹信息来确定潜在的撞地危险。机场位置数据库装有全球所有长度超过3500英尺 (1067米) 的2万多条跑道的资料, 地形数据库包括了全球几乎所有的地形情况, 在数据库中, 地球表面被分为无数的方格, 根据每个方格中的地形最高点来标明其方格的数值。而且这些资料会定期更新。当飞机在飞行过程中, 在进入某一机场附近时, 飞机所探测到的周围环境的数据会实时地与机上存有的数据进行对比, 飞机在进入危险区之前, 系统就会向机组发出警告, 避免雨雾等恶劣天气中在飞行员仍然有效控制飞机的情况下发生飞机撞地或撞山的事故。该系统目前已成为波音和空中客车新出厂飞机的标准配备。

EGPWS可以向机组提供警戒等级或警告等级信息。当前飞行状况导致EGPWS警戒或警告启动时, 无论机组是否选择, 地形图将强制性的自动显示在飞行仪表上。

由于使用了地形数据库, 所以EGPWS可比GPWS更早地发出预警信号。在EGPWS中, 计算机沿着飞机的预定航迹连续搜索数据库, 这样可使系统具有虚拟的前视能力。

飞机直飞、平飞或机动飞行时均可采用预警的工作方式。若飞机正在下降, 计算机会沿下滑航迹进行搜索;若飞机正在转弯, 则沿转弯航迹搜索。

如果EGPWS认为飞机的航迹在某处与地形太近, 它会提前一分钟以上发出音频和视频告警信号, 要是计算机认为时间还需提前的话, 则会更早发出告警的时间。

飞机防撞和警告系统 (TCAS) :

飞机上的防撞系统, 可显示飞机周围的情况, 并在需要时提供语音告警, 同时帮助驾驶员以适当机动方式躲避危险, 这些都有助于避免灾难性事故的发生。在二次雷达用应答机确定飞机的编号、航向和高度的原理上, 把询问装置装在飞机上, 使飞机之间可以显示相互之间的距离间隔, 从而使驾驶员知道在一定范围内飞行的航空器之间的相互间隔及时采取措施, 避免碰撞。和二次雷达一样, TCAS系统需要飞机上都装有应答机才有作用。

TCAS主要由询问器、应答机、收发机和计算机组成。监视范围一般为前方30海里, 上、下方为3000米, 在侧面和后方的监视距离较小。

TCAS的询问器发出脉冲信号, 这种无线电信号称为询问信号, 与地面发射的空中雷达交通管制信号类似。当其他飞机的应答器接收到询问信号时, 会发射应答信号。TCAS的计算机根据发射信号和应答信号间的时间间隔来计算距离。同时根据方向天线确定方位, 为驾驶员提供信息和警告, 这些信息显示在驾驶员的导航信息显示器上。TCAS可以提供语言建议警告, 计算机可以计算出监视区内30架以内飞机的动向和可能的危险接近, 使驾驶员有25-40秒的时间采取措施。TCAS的采用提高了飞行的安全性, 目前新生产的大、中型客机上TCAS都已成为标准装备。

TCAS分为两类:TCAS I和TCAS II。两类系统都可显示与地图类似的空中交通情况。当其他飞机接近时, 两类系统都可提供“空中交通报告 (或咨询、建议) ” (TA) 。采用TA方式时, 预先录制的声音会播报“Traffic, Traffic”, 而表示其他飞机的符号则可改变形状和颜色。

TCAS II是更先进的TCAS, 具有被称作“处理建议” (RA) 的附加功能。当采用RA方式时, TCAS可发出类似“Climb, Climb”或“Descend, Descent”之类的机动指令, 或者会告诉驾驶员无需采取机动动作, 具体为:

当其他飞机进近的最近点小于48秒时, 则会发布空中交通咨询TA (Traffic Advis ory) 。进近的最近点是指两架飞机相距最近的空间点, 是根据飞机目前的航迹和速度预测出来的。

空中交通咨询 (建议) 后, 如果两架飞机继续沿着可能有危险的航迹飞行, 则在离最近点大约35秒处, 系统会提供处理建议RA (Resolution Advis ory) 。代表其他飞机的符号会变为固定的红色方块, 同时伴有诸如“Climb, Climb”之类的躲避机动语音提示。系统还会在垂直速度指示器上用一绿条显示所需的机动速度。这些机动动作幅度不大, 一般不会引起乘客的注意。这两架飞机上的TCASII也会进行协调以避免像两架飞机同时爬升之类的机动。当然只有TCASII和ACASII系统具有这种功能。在TCASI系统中没有RA方式。

美国在1993年12月31日开始规定, 30座以上的客机必须配备TCAS II。

负责向欧洲各国推荐航空管理条例的欧洲空中导航安全机构 (也叫欧洲空管) 已经建议采用与最新的TCASII相同的系统。在欧洲, 该系统称为机载防撞系统 (ACAS II) 。ACAS II是采用7.0版软件的TCAS II。这是FAA批准的最新的软件版本。

欧洲空管建议, 2000年1月1日后在30座以上的客机或最大起飞重量超过15000千克的飞机上配备ACASII。

我国民航使用的客机比较先进, 绝大部分已预先安装了最新版本的防撞系统。从2002年中为进一步加强安全, 也开始对其他未安装防撞系统的客机进行强制安装, 这一工作预计于2002年底完成, 2003年起, 未安装防撞系统的民航客机将不得飞行, 其他小型飞机由于飞机结构、技术原因等无法安装的将被严格限制飞行时段、飞行高度和范围, 并逐步退出商业运营。

3.飞机信息管理系统 篇三

关键词：飞机构造基础；信息化教学

中图分类号：G712文献标识码：A文章编号：1005-1422（2015）09-0124-02

一、运用信息化教学的目的

《飞机构造基础》是飞机机电维修专业的核心主干课程，主要向学生介绍飞机结构、载重与平衡、液压系统、起落架系统、操纵系统、环境控制系统、燃油系统、防火系统和防冰排雨系统等内容，理论性与实践性均非常强。利用信息化手段来实施教学有利于解决常规教学中的几个难题：（1）克服课堂课时不足，利用信息化技术中的网络课程，可以突破传统的课堂对教学时间和空间的限制；（2）克服部分知识理论性较强，较为抽象，较难理解的问题，利用信息化技术中的动画和视频，可以将理论的抽象的内容直观化，具体化，便于学生理解；（3）克服实训资源的不足，对于部分实践性较强的内容，传统教学中需要大量的实训设备等教学资源来完成，利用信息化技术中的模拟机，则可在模拟机上开展实训，从而实现“车间+课堂”的教学方式，使学生在“做中学，学中做”。

二、信息化教学的过程

由于《飞机构造基础》内容过多，在此，我们选取“现代飞机的液压源系统”这一部分来阐述信息化教学的过程。

（一）明确教学目标与教学内容

依据行业标准与课程标准，“现代飞机的液压源系统”的教学内容可以分成四个方面：系统的作用、组成、运行、勤务及排故。其中，系统的组成和运行是基础，是为了最终能实现对系统进行勤务与排故，因此，将基础夯实掌握好系统的组成与运行，就是重点，而使学生能够运用知识来实现勤务与排故是难点。

（二）教学实施

明确了教学目标与内容后，我们通过以下八个步骤，针对不同的教学内容，采用不同的教学方法，运用不同的信息技术，来实现我们的教学目的，完成“思中学，学中思；做中学，学中做；师为辅，生为主”的教学过程。

（1）网络平台引导，课前自主学习。在课前，通过网络课程平台发布本次课程的主要内容和学习页，来引导学生有针对性的进行提前自主学习。

（2）点评作业，案例分析，观看视频，引入课程。进入课堂后，对上堂课的作业以案例分析的方式进行突出问题的点评，来引起同学们思考自身作业中的问题，随后，利用视频来演示液压系统的用户系统的工作过程，在激发学生的兴趣的同时也使学生直观的掌握了液压系统的作用。

（3）系统组成，动画演示，问题引导，把握重点。对照电子手册中的系统原理图，将每一个部件用动画来演示内部的工作过程，将原本抽象的，静态的内容变得具体，动态，同时，提出有针对性的问题，引导学生思考，帮助学生掌握此处重点内容

（4）系统运行，行动导向，CBT辅助，突破重点。借助CBT软件，以液压油的流动为导向，将系统各部件串联起来。同时利用CBT软件模拟部件失效后，系统压力的变化，使学生更加明确上、下游之间部件的关联，使之在脑海中成为一个整体。

（5）系统勤务，情境教学，查阅手册，明其原因。我们假设处于飞机航前检查的情境当中，要求学生在手册中找出液压系统勤务的工作内容与步骤，并借助模拟机来模拟实施，同时要求同学们思考为什么要进行这项勤务工作，及为什么要用这种方式来进行。

（6）系统排故，任务驱动，模拟实做，难点变易。以任务驱动的方式，要求学生以团队的形式在模拟机上自行排除教师所设置的简单系统故障。

（7）课程总结，交流互动，疑难解答，巩固所学。教师对本次课程进行简单的总结，教师于学生，学生与学生之间交流互动，来巩固本次课程内容。

（8）网络平台互动，课后自主学习。课后，通过网络课程平台，教师可以继续与学生互动，并发布课程相关信息与问题，引导学生对知识进行深化。

三、课程的考核方式

我们采用多元化的教学效果评价模式。具体而言，知识考核主要由学习页，课堂问题等方面来反映；能力考核主要考核手册的使用，排故的效率，团队中的作用等来反映。此项由同一团队的成员互相给出，因为他们是最准确的，同时也可以起到激励作用；个性考核主要考核学生学习的态度，是否具有团队意识，是否具有分享意识等，具体从各个讨论阶段来反映；职业素质考核主要考核是否养成机务工作作风，具体从课后练习中的故障设计及排除步骤等来反映。

四、总结

经过实践，与传统教学相比，我们的信息化教学，能够使学生对一些抽象问题由原来的厌学、畏学转变为愿意学习，由原来的被动接受转变为主动学习，同时锻炼了学生灵活运用所学知识的能力，形成严谨的机务工作作风，达到良好的教学效果。但同时也要看到，信息化教学需要大量的信息技术的支撑，如视频、动画的制作，网络课程平台的建设，模拟机项目的开发，这些内容也需要教师们持续不断的投入精力与激情，需要学校的大力支持，多方协作，才能将信息化教学更好地运用到教学中来。

参考文献：

[1]宋静波.飞机构造基础[M].北京：航空工业出版社，2009.

[2]房德方.信息化教学设计《听觉器官及其保护》[J].中小企业管理与科技，2013（11）.

[3]张玲丽.《通信电子线路》的信息化教学改革初探[J].价值工程，2014（6）.

4.飞机结构与系统教学大纲 篇四

课程名称：飞机构造基础 计划学时：48 计划学分：2.5 先修课程：工程力学、飞行技术基础 课程性质：专业课 课程类型：必修课

一、课程的性质和任务

本课程是飞机机电专业的一门重要专业课，其主要任务是使学生初步了解飞机的结构及飞机各系统的基本知识，为进行实际维护工作及故障诊断打下基础。本课程也是后续课程《飞机系统与附件》的基础课程

二、课程特色

本课程突出技能和能力培养，配合双证书制，使学生在校期间即可获得岗位资格证书。

本课程可利用现有737飞机附件，飞行操纵摸拟器及飞机电源系统示教板，采用现场教学方法使学生加深对飞机各系统的理解．

三、知识能力培养目标

（一）基本知识

飞机结构、载重与平衡、飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、防冰排雨系统、飞机燃油系统、飞机防火系统、飞机电子系统等。

（二）应用能力 通过本课程的学习，使学生了解飞机组成、结构形式及受力特点，飞机载重与平衡的基本知识，掌握飞机飞行操纵系统、液压系统、起落架系统、座舱环境控制系统、飞机燃油系统的基本组成及工作原理；了解防冰排雨系统、飞机防火系统、飞机电子系统的基本知识。

（三）自学能力

培养学生具有对飞机构造及各系统的总的认识，为以后的飞机维护和排故工作打下基础。

四、课程内容和要求 见附表

五、考核方法和成绩评定

（一）考核方法

本课程的考核以平时作业、平时测验和期末笔试为主，平时占总成绩的40%，期34末占总成绩的60%。

（二）成绩评定

1．基本知识，应知考核（书面、闭卷）成绩 2．上课的出勤率，学习态度 3．平时实践操作情况

六、教学参考书

《飞机构造基础》宋静波·王洪涛主编，广州民航职业技术学院出版 《航空电气》盛乐山主编

《民用航空器维修人员指南》（机体部分）

5.飞机实时数据的远程管理 篇五

飞机实时数据的远程管理

由波音与航空公司用户共同设计飞机健康管理(AHM)是航空系统重要的组成部分,使数据、信息和知识在业内快速共享.AHM具备的`飞机数据的远程采集、监控和分析功能,可以实时了解飞机的状态和性能趋势.通过实时自动监控飞机数据,AHM可实现主动的维修管理.通过对飞行数据进行智能化分析,AHM可为航空公司带来很好的经济效益.

作 者：孙立  作者单位： 刊 名：航空维修与工程  PKU英文刊名：AVIATION MAINTENANCE & ENGINEERING 年，卷(期)：2008 “”(1) 分类号：V2 关键词： 

6.出差乘坐飞机管理规定-编辑版 篇六

第一章 总则

第一条 为规范公司员工出差乘坐飞机的行为，本着“厉行节约、事先申请、保证必须”的原则，制订本规定。

第二条 本规定适用于因公出差需乘坐飞机的浙江众核万维控股有限公司及全资子公司的员工。

第三条 飞机票价均以我方机票供应商查实为准

第二章 申请乘坐飞机的条件

第四条 不得申请乘坐飞机的情况：

（一）动车、高铁直达6小时之内可以到达的旅程，一律不得申请乘坐飞机（除飞机票低于动车、高铁票票价例外）；

（二）江浙沪行程一律不得申请乘坐飞机；

（三）市场开拓一律不得申请乘坐飞机；（除飞机票价低于火车硬卧票价，或不高于火车硬卧票价100元以内）

（四）旅程回程不得申请乘坐飞机除有紧急待办事务必须在一日之内到达的可酌情考虑，但必须提前一天申请；

第五条 可申请乘坐飞机的条件：

（一）针对需立即签约的客户，动车、高铁直达旅程超出6小时，并无直达火车，可申请乘坐单程（去程）飞机流程；

（二）针对需立即签约的客户，无动车、高铁直达，火车直达旅程超出24小时的，可申请乘坐单程（去程）飞机流程；

（三）法定节假日期间，难以购买至目的地的或目的地附近的火车票及汽车票，但急需至该目的地的，可申请乘坐单程（去程）飞机；

第三章 审批流程

第六条 所有出差乘坐飞机人员必须提前提出钉钉机票购买申请流程；

第七条

出差人员应对差旅有统筹安排，在非常明确出差行程的情况下应提前3天提出审批流程，当次差旅需到达多个目的地，且需换乘飞机，并满足申请乘坐飞机条件的，需一并发出申请。

第八条 申请人在保障出差行程的原则下应选择价格优惠、快捷航班或者车次，飞机票应选择折扣优惠较大的航班。

第九条 当审批流程审批同意后，订票人（xx）应立即给其订票，如遇休息日订票人（xx）应尽量配合。当（xx）人员无法实现配合订票，由另一订票人完成。

第十条 订购成功后，机票代理商会将乘坐信息以短信的形式发送给乘机人以及订票人，乘机人收到短信后已告知订票人，以防订票过程中有所疏忽导致耽误行程。

第十一条 如因工作原因造成航班改签、退订，可填写一份情况说明，经领导签字后由公司全额承担。由于出差人员自身原因造成退票、改签的产生费用由个人承担。

第十二条 因每个航空公司退票原则不同，为避免产生额外手续费，出差人员在得知行程有变需要退票时，应第一时间通知订票人员退票。

第十三条 当产生车票与机票申请乘坐飞机的条件比较差价时，均以我方机票供应商查实为准。

7.老龄飞机维修管理对策研究 篇七

1 老龄飞机面临的问题

1.1 飞机结构本身的安全问题

根据调查显示, 老龄飞机的机身加强框、龙骨架、水平安定面梁、机身增压边界结构等很关键的结构, 这些结构中的腐蚀、应力疲劳等对其造成的影响较大, 很大一部分的腐蚀、应力疲劳甚至对飞机的飞行安全产生了极大的安全威胁。再者, 老龄飞机的运行次数比较多, 飞机在货舱门、登机门等飞机机身的大开口的区域和承压加强框等的重要结构上承受的疲劳损伤比较严重, 问题越来越严重。以上说明, 飞机本身的结构损伤给飞机的飞行安全带来了极大的安全隐患。

1.2 老龄飞机的运营成本过高

由于飞机存在结构安全, 需要对其进行改装来达到控制和预防老龄飞机结构上的损伤。但是, 飞机的改装费用昂贵, 主要是改装的材料费用价位较高。所以, 要控制和预防老龄飞机的结构损伤而进行改装这大大的增加了飞机在运行过程中的费用。并且这个费用随着飞机的运行、老化, 是持续的而不是一次性就可以完成的, 维修费用越来越多。老龄飞机的结构维修不仅仅需要改装材料的高昂费用和修理的工时费用, 在改装完成之后可能会增加飞机的油耗。这也使得飞机的运行成本增加。

1.3 航空公司退租困难

老龄飞机现在普遍面临的问题是:飞机结构本身的安全问题、飞机改装维修的成本过高以及飞机油耗上升等。这一系列的问题, 使得航空公司必须考虑取消老龄飞机的运营权, 使其退出运营。由于老龄飞机的特殊性, 航空公司对其关注度较高, 航空公司要求退租飞机要能给其提供准确完整的飞机的维修记录, 其中最主要的是要提供飞机结构上的维修记录。由于航空公司长期以来都缺乏对飞机结构维修记录的执行和系统的研究。飞机状况描述不规范、维修记录信息不全等是飞机结构维修的记录一直存在的问题, 这些问题的存在, 使得飞机的退租很是困难。如果飞机退租不成, 这就造成了航空公司的巨大的经济损失。

2 老龄飞机维修管理的对策

2.1 建立健全有关老龄飞机的法律与法规

中国民航总局需要建立健全的有关老龄飞机的法律与法规, 修订有关老龄飞机的相关章程, 使得制定的标准能够适应现在航空事业的发展, 其中最主要的是把老龄飞机的维修记录以规章制度的形式规范, 以更高标准来要求。以下是老龄飞机维修管理的对策:

1) 监督航空公司设立一个专门对老龄飞机的结构维修等各个项目进行集中化管理的组织机构。要制定相关的制度, 用以规范管理。2) 要对老龄化飞机的结构维修过程加强监督管理, 对于大规模的飞机维修的场地, 要设立检验系统, 检验飞机的维修结果, 保证维修的质量。3) 组织并且监督航空公司对于老龄飞机在维修等方面的培训, 提高航空公司的标准施工的水平。4) 指导并且监督航空公司建立和完善一整套电子化的信息采集系统, 主要用于采集飞机场地的所有与飞机有关的信息, 主要用于采集飞机与结构有关的损伤和维修的详细可信的数据。5) 要依据老龄飞机现在的使用状况和修理改装后的情况, 选定适合老龄飞机维修的方案, 并且优化其方案。6) 航空公司的工作人员需要建立每个老龄飞机的维修档案。包括燃油箱系统、结构等的维护和改装信息。要求记录详细并且保存信息。

2.2 加强对老龄飞机的维修管理

老龄飞机在维修工程上的管理是老龄飞机运行和管理的核心内容。对航空公司来说, 加强飞机的维修管理极其重要, 在这之中, 需要对其各个方面都作出很大的努力。

1) 制定老龄飞机的维修管理册。老龄飞机在维修管理上有其复杂性与特殊性, 每个航空公司需要联系自己的特点, 制定并且规范适合各自公司发展的管理制度, 然后编制针对老龄飞机的维修管理管理册, 主要包括老龄飞机在维修方面的管理和政策以及管理工作的程序。2) 建立完善维修管理电子信息平台。每个航空公司都有各自的维修管理的模式, 在优化了信息的报告程序之后, 要建立维修管理电子信息平台。这个平台可以采集各种老龄飞机的飞行以及维修的详细的信息。采集的数据需要有连续性。这个平台需要包括所有有可能影响到飞机的结构方面的部门。电子信息平台需要有统一的信息报告的格式和信息报告的程序。航空公司需要把详尽的维修记录存档, 加强其安全保障性。3) 合理安排飞机的运行和维修。老龄飞机有其自己的特点, 针对这些, 需要航空公司去协调相关的各个部门, 合理的安排老龄飞机的运行与维修。主要是要加强限制老龄飞机的运行, 从而能够确保老龄飞机的安全的运行。联合航空公司的各个部门, 设立老龄飞机运行过程中的信息报告制度。4) 建立高度集中的老龄飞机的管理体系。老龄飞机的维修管理会涉及到很多的部门, 相关的环节也较多。建立高度集中的老龄飞机的管理体系, 就可以使得各个部门的工作合理有效。由于各个航空公司的实际情况不同, 其运行的特点也就不同, 这就需要工程管理部门视不同的情况设立专门服务于老龄飞机的特殊的管理职能。具体到实际就是安排专门的人员设立功能完整的管理职能。

3 结语

对飞机的老龄化认识是个逐步认识飞机问题的过程, 而对老龄飞机的维修护理是个不断探索飞机的过程。我们需要跟上国际形式, 研究飞机的老龄化的问题。通过研究飞机的结构与系统, 对老龄飞机采取有效的维修管理工作。这样既能保障航空运输的安全, 也能提高航空公司的经济效益。为了确保老龄飞机的安全性和其舒适性, 需要航空工作者积极努力的开发适宜于老龄飞机维修管理的方案。这是个艰巨的任务, 需要不断的努力和坚持。

参考文献

[1]董宇.老龄飞机维修管理对策研究[J].航空维修与工程, 2012.

[2]黄昌龙, 万小朋.老龄飞机面临的问题及解决思路[J].航空维修与工程, 2009.

[3]肖凤利.老龄飞机应对之策[J].航空维修与工程, 2004.

[4]张翔.老龄飞机线路故障及维护[J].中国民用航空, 2012.

8.某型飞机燃油系统改进研究 篇八

关键词：燃油系统；改进研究

引言：2006年某部一架某型飞机，地面试车时发生起火事故，飞机报废。事故的发生，严重影响了部队飞行训练任务的完成，为了解决飞机燃油外溢导致的飞机起火问题，2003年空装曾下发技术通报，对在役的某型飞机燃油系统实施了改装，改装后大大降低了外溢燃油进入发动机舱高温区的几率，提高了安全性，但随着使用时间的增长，燃油导管内胶圈逐渐老化，无法保证密封性，外溢燃油从此处可漏入发动机舱高温区，继而导致地面试车时发生起火事故。如何解决飞机燃油外溢、及改装后存在的不足，进一步完善改进研究势在必行。

一、原因分析

（一）故障机理分析。燃油系统未改时，当系统燃油外溢，可通过背鳍通气管路进入后机身环形通气管。当柔性接头内胶圈长时间在高温区工作使之老化时，外溢燃油经此可流入后机身内部、外溢燃油还可经机身油箱增压安全活门座的缝隙沿管壁流入后机身内部，流入后机身的燃油在高温作用下很容易爆燃起火，导致地面事故。

（二）飞机地面试车起火需要具备的条件。（1）燃油不正常的外溢；（2）外溢的燃油进入了发动机舱高温区。

（三）某型系列飞机燃油外溢的可能原因。（1）输油及控制系统有故障，导致燃油外溢。（2）加油控制系统失效，导致燃油外溢。

（四）导致外溢燃油起火的可能原因。（1）飞机结构设计不尽完善，存有使外溢燃油进入发动机舱的通道。改装前某型飞机机身增压安全活门是靠一个简易的口框，将安全活门与机身内部进行隔离。这种方式容易导致增压通气管路安装时错位、隔离口框变形、密封胶圈失效，从安全活门排出的燃油一部分会流入发动机舱。（2）管路连接件内的密封胶圈容易失效。某型系列飞机后机身52～53框之间安装有环形燃油增压通气管，一圈管路的连接处完全靠胶圈密封，而这一部位正好处在发动机的高温区，一旦胶圈密封失效，将会导致外溢燃油直接流到隔热蒙皮表面上。根据上述分析，导致燃油外溢具有不确定性和随机性，因而某型系列飞机在进行地面试车过程中可能发生飞机起火的事故。

二、改装方案

（一）改进机身增压安全活门安装口框。某型系列飞机在机身增压安全活门安装口框的上侧和下侧各安装了两个。下侧两个安全活门排出的油可通过安装处缝隙进入机身内部，因此需要改进，具体方法是：（1）在后机身53～54框下部、左26～27长桁之间开口，铆接一个新的安全活门安装口框； （2）在机身外表面对应新的增压安全活门安装口框处加装一个带不锈钢网的检查口盖；（3）将原机增压安全活门安装口框下侧的两个安全活门安装孔用堵盖铆接封死，并涂密封胶。

（二）改进有关增压通气导管。（1）拆除原安装在机身增压安全活门安装口框下侧的四通管；（2）拆除原机增压通气导管，换装重新设计制作的增压通气导管，该导管上增加了一段分支管路；（3）制作一根900弯管，由其替代原四通管的连接；（4）制作一根三通管，该导管一端与换装的导管上新增加的分支管路相连；（5）改进增压安全活门密封胶垫。将安全活门密封胶垫厚度增至为4mm，改善安全活门与口框之间的密封效果；（6）在副油箱输油控制管路中加装油滤，以防导致副油箱提前输油，从而降低燃油外溢几率。

三、某型飞机燃油系统改装新思路

（1）在左右机翼油箱输油单向活门进油接头处各加装一个塔形滤网，防止左右机翼油箱输油单向活门被杂物卡滞在常开位置，造成燃油外溢。（2）在通往后机身的增压通气管路上，加装应急排油系统，避免外溢燃油流入环形通气管内，从而达到防止外溢燃油流入发动机舱高温区引发起火事故的目的。（3）将后机身环形通气管连接柔性接头内装的胶圈，更换为氟橡胶材料的胶圈，氟橡胶材料具有耐高温性、使用周期长，使环形通气管连接处的密封可靠性大大提高，可达到避免外溢燃油流入后机身内部高温区之目的，以防止地面试车发生起火事故。（4）部队在飞机维护过程中，应利用飞机换发和脱尾部时机，用专用检查设备检查增压通气管路的密封性，发现问题及时解决。（5）在某型系列飞机做定检工作时，对飞机后机身燃油增压通气管柔性接头的所有胶圈和机身增压安全活门安装胶垫进行更换，且要保证柔性接头内胶圈、弹簧压紧垫圈安装顺序的正确性，防止外溢燃油流入后机身内部高温区。

结束语：某型系列飞机燃油系统的功用是储存燃油，保证在规定的飞行状态下，可靠地向发动机连续供油。燃油系统管路复杂、节流孔多、对飞机的清洁度要求高，在维护中应严格执行飞机维护规程。防止地面试车时外溢燃油流入发动机舱高温区，引发起火事故的改装方案，充分考虑了燃油系统的工作原理、和结构变化对飞机燃油系统的影响，改装后的某型系列飞机不影响飞机的使用和维护，能够避免外溢燃油流入发动机舱高温区，但原方案存在一定不足，为提高燃油系统的可靠性，彻底避免地面试车时发生起火事故，应在原方案的基础上采用本文所述的新思路，对某型系列飞机燃油系统进一步实施改装。

参考文献：

[1] 飞机技术说明书[S].航空工业部第六0一研究所.

9.飞机系统老龄化评估方法初探 篇九

通过对历史数据的分析,建立了机队选择、系统选择、方案确定、数据收集、执行评估五步一体的飞机系统老龄化评估方法,并应用该方法对中国民航老龄机队系统性能状况进行了实例评估.

作 者：陈磊 冯振宇 董艇舰 梁小丽  作者单位：陈磊,冯振宇,董艇舰(中国民航大学)

梁小丽(国航股份工程技术分公司)

10.飞机信息管理系统 篇十

0引言

因旧式能源的污染问题及其储藏量减少等因素，新式能源受到人们高度关注。锂电池由于其容量大、寿命长、使用安全、绿色环保等优点在电动汽车上得到了广泛的运用。有鉴于此，沈阳某实验室研制了一种利用锂电池的新型电动飞机。

但是由于锂电池的电压和容量很难做到非常大，所以只能把大量的锂电池串联起来使用。又由于锂电池具有明显的非线性、不一致性和时变特性，使其在长期充放电过程中由于各单体电池间充电接受能力、自放电率和容量衰减速率等的差异影响，容易造成组中电池之间的离散性加大，性能衰减加剧，严重情况下甚至会发生威胁安全的后果。

所以在电池充放电时，一定要注意对其进行均衡，而且放电时的稳定性尤为重要，否则电动飞机的安全性能将大幅降低。对于飞机来说，锂电池与传统燃料的最大区别就是锂电池能量的不可预知性，锂电池飞机不像使用航空煤油的飞机那样可以精确地获知里程，因此锂电池飞机的飞行具有危险性。而BMS可以通过锂电池的一些参数算出SOC，而仅仅知道SOC也无法解决飞机里程的问题。因为飞机在不同的飞行状态下能量的消耗有着巨大的差别。所以不仅要显示出SOC，还要提示驾驶员在各种不同的制动飞行状态下飞机的续航时间。实际上飞机中电池的健康状态(StateofHealth，SOH)比汽车中更加重要。一旦电池出现问题，必将导致重大事故。基于此上的种种原因，为了提高飞机安全性能引入电池管理系统是必不可少的。而在BMS中，为了获得精确的SOC值，就必须测量锂电池的某些参数如电池电压、电池电流和电池温度，所以精确的数据采集模块是首要的。

1数据采集模块

1.1电压采集

该电动飞机为了获得足够的动能，把72块电池串联在一起供飞机使用。为了在电池充放电时不引起过充、过放和电池电量的不一致，就要了解每一块电池的实时电压，故而选用了电池管理芯片LTC6804，其可以一次测量12块电池的电压，且每块LTC6804可以通过一个菊花链式结构连接在一起，所有电池电压可以一次性全部测量，且测量误差极小，一般在1.2mV以下。

1.2电流采集

LTC6804辅助ADC输入(GPIO引脚)可用于任何模拟信号，包括那些来自产生兼容电压的各种有源传感器的信号。其中用于BMS的一个典型范例就是霍尔电流传感器测量电流。LEM-dhab系列霍尔电流传感器是由LEM公司应用霍尔效应原理开发的新一代电流传感器，dhab系列传感器最适用于测量直流、交流和脉冲电流，主要应用于大功率、低电压的电路。原边电路(大功率)和副边电路(电子电路)之间采用电气隔离设计。原理如下：该传感器采用一个5V电源供电，然后原边电流在聚磁环处所产生的磁场通过一个次级线圈电流所产生的磁场进行补偿，其副边电流精确地反映原边电流，LEM-dhab传感器把副边电流作为ADC输入的GPIO1和GPIO2转化为与电池输入相同的转换序列进行相同的数字化处理。

1.3温度采集

温度对于电池的容量有着不小的影响，一般来说25℃~30℃环境下电池容量最大。所以为了解决温度对SOC估计的影响，电池环境温度是一个非常重要的因素。而且电池在过充和过放的时候，温度可能会有比较剧烈的波动，所以电池管理系统必须对电池的实时温度进行监控。LTC6804具有温度采集功能，但实际上需要测量比其路数更多的信号，故增设一个多路复用(MUX)电路来支持更多的信号数目。该电路可采用GPIOADC对多达8个输入源信号进行数字化处理，而MUX控制则由3个配置为I2C端口的GPIO线路提供。缓冲放大器可以帮助选定信号快速恢复稳定，以增加可用的转换速率。

2均衡模块、通信模块和微控制器

2.1均衡模块

LTC6804采取控制内部MOSFET或外部MOSFET的方法来对电池组进行均衡。为获得更大的放电电流，提高放电效率，通常采用外部均衡。LTC6804利用S管脚内部的上拉电阻驱动外电路的P道沟MOSFET的栅极，从而使电量从高电压电池转移到低电压电池，达到均衡的目的。

2.2通信模块

由于通信所用的数据类型及对可靠性的要求不尽相同，由多条总线构成的情况很多，线束的数量也随之增加。为适应“减少线束的数量”、“通过多个LAN进行大量数据的高速通信”的需要，该系统使用控制器局域网络(ControllerAreaNetwork，CAN)。CAN总线能够有效地应对采集数据数量大、种类多的特点。

2.3微控制器

本文以Atmel公司生产的ATmega8单片机作为微控制器。ATmega8是一款采用低功耗CMOS工艺生产的基于AVRRISC结构的8位单片机。AVR单片机的核心是将32个工作寄存器和丰富的指令集联结在一起，所有的工作寄存器都与ALU(算术逻辑单元)直接相连，实现了在一个时钟周期内执行一条指令同时访问(读写)两个独立寄存器的操作。这种结构提高了代码效率，使得大部分指令的执行时间仅为一个时钟周期。因此，ATmega8可以达到接近1MIPS/MHz的性能，运行速度比普通CISC单片机高出10倍。

3SOC测量原理

SOC是电池组的最主要的一个状态参数，它直接显示电池的剩余电量。所以有很多的学者对此进行研究。目前研究SOC的主要方法有：放电实验法、安时积分法、开路电压法、负载电压法、电池内阻法、卡尔曼滤波法、神经网络法。这些方法都有其优缺点：放电实验法是在实验室中常温条件下以恒定的电流放电，其优点是稳定可靠，缺点是需要大量时间，且不能用在工作的`电池上;开路电压法是在电池充分静置后测量电池的开路电压，其优点是计算SOC简单易行，缺点是电池不能处于工作状态中，无法在行驶的飞机上使用;安时积分法是把电池看成是一个黑匣子，不管其内部到底怎样，简单地认为其放出量等于其充入量，该方法的优点是测量简单，可在线计算，缺点是无法计算初始值，且因其是积分的，所以其误差也无法得到修正;负载电压法是在电池工作时测量其电压，其优点是能够实时地估计SOC，缺点是飞机飞行状态不同，其负载上的电压会剧烈地波动，从而导致负载电压法应用困难;电池内阻法是通过测量电池的内阻来获知其SOC，其优点是在SOC较高或较低时相当准确，缺点是测量行驶飞机上电池的内阻比较困难，且不同批次电池的内阻差异较大;卡尔曼滤波法和神经网络法是新型的测量方法，是系统的状态做出最小方差意义上的最优估计，其优点是实时性好，能够不停地修正误差，缺点是对于锂电池的模型精度和BMS统筹计算能力要求较高;神经网络法是以计算机为基础，通过模拟人脑的推理、设计、思考、学习等智能行为，解决和处理复杂问题，其优点是能够模拟任何电池的动态特性，缺点是需要大量的参考数据进行训练，估计误差受训练数据和训练方法的影响很大。根据这些方法的优缺点，本文提出一种以开路电压法来获知电池的初始SOC，在这个基础上对其进行以能量为核心的安时积分法，最后为了解决安时积分法带来的误差，采用卡尔曼滤波法通过充放电倍率、电池温度、自放电损耗和电池循环次数等方法来对误差进行修正。

4软件设计

4.1LTC6804的配置

在微控制器上电或复位后，首先通过SPI口初始化LTC6804，主要是设置SPI的通信速率、LTC6804的ADC工作模式。根据其读、写时序可以写出LTC6804的配置程序，程序如下：

voidLTC6804_initialize//LTC6804初始化配置{

quikeval_SPI_connect();

spi_enable(SPI_CLOCK_DIV16);

set_adc(MD_NORMAL，DCP_DISABLED，

CELL_CH_ALL，AUX_CH_ALL);}

voidset_adc(uint8_tMD，//ADC模式

uint8_tDCP，//放电许可

uint8_tCH，//哪些电池被测量

uint8_tCHG//测量哪些GPIO)

voidLTC6804_adcv();//启动LTC6804电池测量

uint8_tLTC6804_rdcv(uint8_treg，uint8_ttotal_ic，

uint16_tcell_codes);//读取12节电池测量电压voidLTC6804_wrcfg(uint8_tnIC，uint8_tconfig);//写配置寄存器int8_tLTC6804_rdcfg(uint8_tnIC，uint8_tr_config);

voidspi_write_read(uint8_t*TxData，uint8_tTXlen，uint8_t*rx_data，uint8_tRXlen);//SPI读写

4.2电流采集程序设计

霍尔电流传感器通过作为ADC输入的GPIO1和GPIO2把信号在与电池输入相同的转换序列中进行数字化处理，从而达到与电压同步的效果。然后数据转化为二进制数存在辅助寄存器A中，从寄存器中读出来的数据共16位，记为DATA1，G1V为GPIO1的电压，I为被测电流。计算公式如下：

G1V2=I20圯I=10G1V=10×DATA1×100μV

4.3总体程序设计

首先对各个模块进行初始化，测量电池的电压、电流和温度。然后根据测得的数据进行SOC的估算，并对电池所处状态进行分析、显示。最后通过总线传到上一级，完成对电池组的监控。

5数据与分析

本文采用麦格纳公司为电动汽车生产的大容量的锂电池作为测量载体，采用安捷伦公司生产的34970A数据采集器作为辅助测量仪器。

由上表数据可知，LTC6804的测量误差小于0.05%，符合设计需求，由图5可知电池在电压范围3.0V~3.5V之间储能极少，且电动飞机飞行时所需动能极大，故可推测出电池电压达到3.5V时会急剧下降，所以本文将SOC的初始值预设为3.5V，并且利用高斯拟合得出一个开路电压的公式0.96×exp(-((volt-1.58)/0.81)2)+0.5×exp(-((volt-0.48)/0.66)2)：经计算得知此公式误差约为0.8%，可以使用。由图6(a)可知电池在充电时充入35kW/10s能量，放电时放出32.4kW/10s能量，可以推测出电池损耗约为7.5%。由图6(b)可知，电池在常温下放出22kW/10s能量，-20℃时放出15kW/10s能量，可以推测出温度对电池影响极大，约为32%。由图6(c)可知，电池在-20℃时放出15kW/10S能量，而这时却充入约23.9kW/10S能量，影响约为38%，基本上等于电池损耗和温度损耗之和。由图6(d)可知，电池在充电时充入39.2kW/10S能量，然后放置了约50天，放电时放出37.8kW/10S能量，可以得知此次损耗约为9.5%。除去原来得知的电池7.5%的损耗，电池在50天的自损约为2%。

6结论

11.细说空客飞机排雨剂系统 篇十一

关键词：空客；排雨剂；风挡；发动机

一入夏，全国各地就掀起了暴雨的狂潮，严重影响飞行安全，使得航班大面积延误，此时，飞机上的排雨剂成了保障飞行安全的一剂良药。

排雨剂（RAIN REPELLENT）的污染性和毒性很强，欧盟十分不提倡并禁止使用排雨剂，但是不得不承认排雨剂作用效果很明显，在高速飞行过程中，通过按压驾驶舱头顶板的排雨剂释放按钮，排雨剂从驾驶舱1号风挡前的喷嘴喷出，然后依靠高速的气流将排雨剂吹成一层膜，覆盖在1号风挡上，从而防止水滴挂在风挡上影响视线。在我国，由于机场着陆条件等的限制，并没有反对使用排雨剂，因此，我们的飞机上仍然装有排雨剂。航后对排雨剂进行检查和必要的更换是基本的勤务工作，尤其是在雷雨季节，排雨剂的频繁使用，会导致该系统出现一些故障。

先来介绍一下排雨系统的工作原理：

排雨剂安装在驾驶舱机长后的压力罐内，如图一所示。

相应的控制电门在驾驶舱的头顶板，如图二所示。

还有两个排雨剂喷嘴分别在驾驶舱1号风挡外。

在排雨系统中有一个吹气瓶（blow out reservoir）其作用相当于一个储压器，收集来自客舱的热空气，然后通过两个单向活门吹响电磁活门下游和集气瓶到喷嘴之间的管路。这些空气的作用有两个：1、清洁管路，清洁残留在管路中的排雨剂和其他杂质，防止喷嘴堵塞；2、提供一个引射作用（虹吸作用），使排雨剂通过电磁活门后能够在虹吸作用下顺利从喷嘴排出。这里我们需要注意，不可把排雨剂喷在机体结构上，也不可喷在干燥的风挡玻璃上。

在本系统中还有两个电磁活门，分别由机长和副驾侧的排雨剂电门控制。这个电门每按压一次，电磁活门就打开一个短暂的时间（0.4s），只能喷出定量的排雨剂，如果还想再喷出排雨剂的话，需要再次按压该电门。值得注意的是，如果飞机在地面并且1发和2发都关车（这两个条件是与的关系），即使按压排雨剂释放电门，也不会有排雨剂释放出来。这个设计的目的是为了防止地面的误按，因为这个电门和地面呼叫按钮很近，也很像，而且没什么保护，非常容易按错，一旦按错，如果排雨剂排出，在地面上没有高速气流，没有水，排雨剂非常容易对风挡造成污染，甚至腐蚀机体结构。

因此在做排雨剂系统功能测试的时候，要模拟发动机运转，原因前面已经说过，因为在地面且双发都关车的时候是无法释放排雨剂的，所以解除任何一个条件都可以进行排雨剂的功能测试了。

但是在模拟发动机运转的时候，需要注意的地方很多：当发动机在关车了以后，EIU会给低滑油压力和地面继电器供电。这个时候PROBE/WINDOW HEAT电门在AUTO位，PHC是设置在SYSTEM OFF的，因此这些皮托管是不会自动加热的。一旦启动了发动机，EIU不能给出发动机滑油低压继电器供电，AND条件被破坏，皮托管会自动加热来防冰。（在地面我们先不考虑LGCIU给出的地面信号）因此，我们模拟发动机运转，其实就是消除这个滑油低压信号，拔出EIU（发动机接口组件）跳开关，滑油低压信号继电器断电，这样就模拟了发动机运转，而拔EIU跳开关前，我们也要把相应的皮托管的跳开关拔出，防止意外加热。

在拔EIU跳开关前，手册还要求把发动机点火的跳开关也拔出，防止连续点火。

12.民用飞机的重量控制管理 篇十二

关键词：民用飞机,重量控制,方法

对民用飞机的重量控制管理加强理论层面的研究, 有助于民用飞机重量控制的效率提升, 并能通过理论的深化对实践有着指导作用。只有在理论上能得到创新发展, 对民用飞机的设计质量才能有更好的保障。

1 民用飞机重量控制要点以及控制管理的重要性

1.1 民用飞机重量控制要点分析

对民用飞机的重量控制要能注重几个要点, 首先要能够对全机的特征重量数据加以定义, 并要严格的遵循重量设计的相应标准, 实施重量的分类, 然后对重量数据实施有效的分析处理等。再有是要能够对飞机的重量以及质量分布计算, 按照要求提供全机部件重量和质量分布报告等。民用飞机重量控制的要点要能对型号设计和性能方面达到最佳, 重量控制管理要能从全过程加以考虑[1]。

另外, 民用飞机重量控制管理要从初级阶段到产品交付使用等过程对重量以及平衡性加以重视, 及时的发现问题并纠正, 要在重量控制的基础上, 对设计的质量充分保证。在重量控制的设计部门作为主导, 并要能够和其它的部门加强联系, 对飞机设计的零部件以及沉重方面都要能全面的重视。只有将这些质量控制的要点得到了重视, 才有利于民用飞机的重量控制管理目标的有效实现。

1.2 民用飞机重量控制管理的重要性分析

对民用飞机重量实施控制管理有着其重要性, 首先在研发成本上能有效的节约。在我国的科学技术不断提升背景下, 对民用飞机的质量控制手段也有了相应提升, 通过在重量上得到有效控制, 就能够节约大量成本, 从整体的效益上就能最大化的呈现。

对民用飞机的重量加以控制管理, 能够对民用飞机的运用经济效益最大化实心, 这样就在市场中的竞争力有了提升。不仅如此, 民用飞机质量的有效控制管理, 能够对飞机的协调性良好发挥有着积极促进作用[2]。

在质量上的减轻, 就能在运行的性能上得到有效提升, 故此加强质量的有效控制是比较必要的。

2 民用飞机重量控制的要求和控制管理措施探究

2.1 民用飞机重量控制的要求分析

对于民用飞机重量的控制要方面, 要能充分重视相应的要求, 只有在要求的遵循下, 才能实现质量控制管理的目标有效实现。要能够在相关的制度建立方面充分重视, 在质量控制管理的制度规制下, 才能真正的保障重量控制的目标实现。制度的建立是多方面的, 在生产制造中的重量偏离处理制度方面, 要能在设计以及工程和制造等制度层面加以完善需严格的按照相应文件规定加以操作。

另外, 制度建立中的质量更改申报制度也比较重要。在这一申报制度的建立方面, 要能在发图完成后对能引起变化的设计更改, 严格的按照规章制度加以申报批准。然后在审图制度的构建方面也要全面考虑。飞机发图过程中, 有着部件总图以及系统图等, 要能够对这些图的质量和科学合理性充分重视, 在经过严格的审图制度下, 按照相应的要求进行审核, 只有完全保障了设计质量的基础上, 才能发往工厂加以制造。如果发现了有存在不合理的地方, 就要及时的提出并修订, 充分保障设计图的质量[3]。

2.2 民用飞机重量控制管理措施探究

对民用飞机重量控制管理目标的实现, 要能从技术层面以及理论管理层面充分重视。首先就要能有比较完善系统的重量控制组织, 这些组织主要是结合民用飞机的重量控制涉及到的内容所决定, 要能将每个人的作用在质量控制管理工作中最大化的发挥。

对飞机重量控制工作的分配要从不同的阶段有不同的分配方法, 将继承性原则以及跨越性的原则能得到充分重视。在组织体系方面的完善, 要将重量管理委员会以及工程委员会和工程团队等方面要得以完善。

在民用飞机重量控制管理的设计阶段的控制方面, 要将结构系统的相应指标得到详细充分的分析, 各个专业间的配合度要能密切进行。要向着总体的重量专业提交系统设备重量清单, 要对重量专业工作能大力的支持, 对已经形成的供应商担保重量和目标重量。对飞机的强度以及安全性得到保障的基础上, 要能将剖面的形状和面积最大化的缩小。对部件进行设计过程中, 要能实施目标重量的再分配。对一些规范制度要能得到正确的运用, 在结构设计中要多采用成熟结构形式, 以及在布局方面要体现出合理化[4]。

从民用飞机重量控制管理的机制方面要不断完善。还要注重对设计队伍的完善建立, 要能在重量研究人员以及监控质量变化的工作方面充分重视, 要能有减轻重量的落实措施, 对重量的变化情况及时的获得。这样才能对重量控制的效果最大的优化。不仅如此, 要对民用飞机的重量控制管理的相关文件的完善要能得到加强, 将目标重量分配分拣以及减轻重量措施的文件, 还有民用飞机的重量状态文件等, 都要能结合实际详细的加以制定。

3 结语

总而言之, 对民用飞机的重量控制管理, 要能从多方面进行考虑, 充分重视措施实施的科学有效性。在每个环节的重量控制管理都要认真对待, 只有全面重视质量控制管理的科学实施, 才能有效实现控制目标。此次主要从民用飞机的重量控制要点以及重要性层面进行着手分析, 然后对重量控制的要求和策略进一步深化, 希望能通过此次理论研究有助于实际的控制目标实现。

参考文献

[1]张继斌, 晨曦, 章亮, 宋传涛.浅谈基于IPDT的民用飞机重量控制技术[J].民用飞机设计与研究, 2015 (02) .

[2]张西涛.飞机构型管理与重量控制技术研究[J].直升机技术, 2013 (03) .

[3]匡爱民.民用飞机重量控制方法研究[J].民用飞机设计与研究, 2014 (S1) .