摘要:介绍了在一般项目管理中的KPI（关键性能指标）定义，并结合民用飞机全生命周期内的研制特点，阐述了KPI在民机全生命周期中的作用与意义，重点介绍了需求定义阶段、需求确认阶段以及需求验证阶段这三个关键活动中相关KPI的定义与应用。实践证明，在民机研制全生命周期中采用KPI指标对在项目中有效实施精细化的需求管理具有促进意义。

摘要:在当前试飞模式下，立足于某型客机机组告警系统（Crew Alerting System，简称CAS）信息复杂、重构平台单一等不足，设计了一套CAS信息实时监控系统。系统基于WPF（Windows Presentation Foundation，简称WPF）框架，采用数据访问层、业务逻辑层和显示层组合的典型三层架构，以遥测脉冲编码调试（Pulse Code Modulation，以下简称PCM）数据为输入，结合DataBinding数据驱动模型和XAML等技术实现了CAS信息的实时解析、传输、分发及显示。同时，极大地降低了系统间的耦合性，提高了实时性能和系统的可维护性。通过滑行、首飞等试验的充分验证，系统实现了该型客机CAS信息的100%地面复现，为后续民机试飞测试、监控技术的创新提供了参考依据。

摘要:颤振试飞是风险极高、多学科交叉的复杂试飞科目，其实时监控及分析显得极为重要。以某型国产民机颤振试飞为背景，基于Measurement Studio平台，设计开发了颤振试飞数据实时监控分析系统。系统集成了半带宽法、快速傅里叶变换、小波转换等算法，实现了颤振数据的时频域分析、阻尼计算，并以文本格式在实时状态下记录了颤振数据，同时以多线程和DataBinding模型完成了分析结果的实时显示，为国产民机的安全试飞提供了技术保障。

摘要:试飞数据实时监控程序是大型民机试飞过程中不可或缺的重要支持性工具。随着机载测试系统网络化进程的不断深入，数量庞大、类型复杂的试飞参数给监控程序的开发带来了巨大的挑战。基于WPF（Windows Presentation Foundation）平台，利用XAML文件的序列化和反序列化、反射、DataBinding等技术设计了一套用于开发试飞数据实时监控程序的系统。在设计端，系统以拖拽显示控件的方式实现监控程序的快速集成和管理，将以往数周的准备周期缩短为数小时；在运行端，系统利用三层架构可实时驱动数百台监控终端，为某型客机的首飞及取证试飞提供了技术支持。

摘要:遥测数字视频作为一种监控手段，在大型民机试飞取证中扮演着重要角色。针对H.264压缩下的遥测视频，提出了传输流编码和异步流编码两种不同的脉冲编码调试（Pulse Code Modulation，以下简称PCM）格式，描述了两者的数据结构，对比分析了在带宽利用率、抗干扰等方面的特点，并阐述了在两种编码格式下多路嵌入式高清视频数据流的识别、提取、解析和播放，保障了某型民机首飞以及重要科目的试飞，为保证试飞安全、缩短试飞周期奠定了技术基础。

摘要:通过某型飞机的一组典型试验件的剪切试验获得的相关试验结果，使用正交各向异性矩形层压平板的剪切屈曲载荷计算公式，选用相关计算参数，并将工程理论计算结果与试验结果进行对比。研究结果发现，对文中典型试验件进行理论计算时，板元参数中当蒙皮铺层厚度选择不考虑加筋桁条底脚而取原铺层厚度、宽度选择考虑加筋桁条底脚支撑作用，计算的最终五组结果与试验值绝对误差均最小，并且小于5%。

摘要:运输类飞机适航标准第25.979(b)(1)项要求压力加油系统在每次加油前能检查自动切断功能是否正常。分析了飞机压力加油系统自动切断设施的典型设计及对应的符合性验证思路，为运输类飞机燃油系统的设计和符合性验证提供参考。

摘要:带有高涵道比发动机的民用飞机无论是在高速还是低速飞行时，发动机进、排气对气动特性的影响都不可忽视，尤其是在低速增升构型时进排气的影响更为重要。为了研究发动机动力影响对飞机气动特性的影响，在一个飞机半模模型的发房内安装了TPS发动机模拟器，通过构型变化和运行参数调节来获得低速状态下带动力的影响量。为了获取可靠的数据，试验前需要对TPS进行必要的调试与校准，本文对这些内容进行了详细的阐述。

摘要:该文研究基于光纤传输技术和工业控制计算机为核心的集中控制技术，阐述了遥测地面站在两种核心技术的支撑下实现远程控制，解决了信号遮挡问题，提高了管理与控制的自动化程度。为以后遥测地面的建设与布置提供了新的技术思路与实践基础，指明了远程控制技术在遥测地面站中应用的广阔前景。

摘要:控制逻辑是机载系统的重要组成之一，对其进行仿真与验证有利于在飞机设计早期发现问题，从而提高系统的安全性。应用Matlab/Stateflow软件平台对民机液压控制逻辑进行了建模，通过控制信号设置和状态转移图的建立仿真实现了液压系统状态监控，泵源附件控制以及指示告警功能。结合液压控制面板的人机交互设计对逻辑模型进行了动态虚拟演示，提高了系统仿真的逼真度，验证了控制逻辑的有效性和准确性。

摘要:民用飞机为获得型号合格证，应按照有关噪声适航规章条款进行噪声适航合格审定，噪声测试飞行试验是表明符合性的最佳途径。以CAAC和FAA发布的相关噪声适航文件为基础，研究了Y12F飞机噪声测试并行飞行试验所涉及的测试设备、试验场地、气象条件、飞行试验程序、数据测量和处理等方面的适航审定技术。所构建的噪声测试飞行试验适航审定方法，有效地指导完成了Y12F飞机噪声测试的适航验证工作，并完成CAAC和FAA同步审查，为获得CAAC型号合格证和FAA型号合格证奠定了基础。该研究成果可为螺旋桨小飞机和螺旋桨通勤类飞机等新机型的噪声适航合格审定提供借鉴和指导，同时也可为意愿获取FAA型号合格证的申请人提供参考。

摘要:压力分布传感器逐步被应用到飞行载荷测量，传感器可靠安装是测量的前提。该文对压力分布传感器安装位置气动环境进行了计算分析，在传感器安装气动环境明确的条件下，通过粘贴介质剥离试验，选择合适的粘接材料，研究形成粘接工序，通过计算和飞行试验验证了粘接工序合理、粘接工艺可靠。

摘要:概述了民用飞机延程运行（Extended Operations，以下简称ETOPS）的定义、适航条款、商业需求、历史，分析了双发飞机的ETOPS型号设计批准的不同取证方法（早期的ETOPS方法、服役经历法、服役经历法和早期的ETOPS方法相结合），并设置了ETOPS飞行试验的验证工作及其单发失效、座舱释压、辅助动力装置（Auxiliary Power Unit,以下简称APU）冷浸透等失效场景。为了使民用飞机可以尽快取得ETOPS批准，应结合现有的适航条款、试飞技术和方法对试飞过程进行不断优化，在同一架次上进行相似的两个模拟失效场景的飞行试验认证可以大大地节省时间和油耗。

摘要:飞机客舱内的湿空气很容易在舱壁冷表面结露，冷凝水不仅会给飞机带来额外重量而且会腐蚀机体结构，所以需要安装干燥系统对客舱顶部空气进行除湿处理。在做出合理假设的基础上建立了硅胶转轮的物理模型和数学控制方程，运用Jurinak模型对转轮出口参数进行了数值计算，基于3种指标和火用效率对干燥系统的性能进行了评估。结果表明，除湿量、除湿效率、除湿性能系数、火用效率的变化趋势并不相同，系统设计时需要权衡考虑各项指标，增加回热结构后系统的性能有明显提升。

摘要:基于腐蚀环境和防护要求，对民机整体油箱腐蚀产生的原因进行了分析，并以此为基础，结合复合材料结构特点，阐述复合材料整体油箱材料相容性、结构防腐蚀表面处理要求和油箱积液控制的设计方案。

摘要:适航条款要求装配两台发动机的飞机，在单发失效后在一定的高度、速度和发动机状态下具备重新起动的能力。为表明对适航条款的符合性，飞机主制造商必须开展发动机空中起动包线扩展试飞（简称空起扩包试飞）试验。而发动机空起扩包试飞是一项风险高、难度大，影响因素众多而复杂的试飞任务。以某型飞机的空起扩包试飞为参考，从试飞科目分析、试飞准备、试飞组织与实施、试飞试验结果等方面总结了相关试飞经验，分析了试飞员、指挥员、试飞工程师、课题和设计人员在空地决策机制方面的专业知识和角色定位。及时把握飞机的状态，并判读试验点的有效性，是试验高效和安全开展的有力保障。该空起扩包试飞的成功组织与实施为后续试飞活动及未来其他型号的类似试验奠定了良好的基础，提供了一定的技术储备。

摘要:民用飞机飞控通电自检测安全性分析周期假设为20 FH(Flight Hour,飞行小时)，不能覆盖24 h，飞机全天利用率高，在下次执行飞控通电自检测之前可能会出现飞控通电自检测过期告警。为了提高飞机维修性，有必要对飞控通电自检测安全性进行研究。通过建立飞控系统失效条件关联的故障树并更新飞控通电自检测的暴露时间，在符合飞控系统I~IV类失效条件等级故障概率要求和千分之一判据情况下，安全性分析结果表明飞控通电自检测周期可以提高到30 FH。

摘要:机场油库是储存航空油料的重要基地，其安全因素包含多个方面。通过对机场油库的安全分析，采用神经网络方法，建立机场油库安全评价模型，基于MATLAB软件神经网络工具箱对其进行求解，并将结果应用到油库的安全评价中。结果表明该方法与模糊综合评价方法基本一致，研究成果对油库安全监测和预测有着重要的意义和实用价值。

摘要:介绍了民用飞机半堵塞式舱门常用的虚拟铰链打开机构，分析了其工作原理及优缺点。阐述了基于虚拟铰链打开机构的舱门提升机构两种典型方案，包含机构运动原理分析、舱门提升位置锁定方式等内容。在此基础上，给出了一种舱门提升打开联动机构方案，分析了该机构相对典型方案的主要优势，为半堵塞式翻转舱门的打开机构和提升机构设计提供了参考。

摘要: