飞行工作经验总结精选(九篇)

第1篇：飞行工作经验总结范文

【摘要】

目的优选护肝康片中水飞蓟总黄酮最佳纯化工艺。方法在考察纯化方法的前提下，采用正交实验法，以提取物中总黄酮量和水飞蓟宾的量为考察指标，考察影响水飞蓟素纯化因素。结果水飞蓟总黄酮最佳纯化工艺为采用8%浓缩液，3倍量体积醋酸乙酯萃取2次，10 min /次。结论优选的水飞蓟总黄酮纯化工艺稳定可行。

【关键词】 正交实验 水飞蓟素 纯化工艺

Abstract:ObjectiveTo optimize the purification process of total flavonoids from Silybum marianum.Methods On the premise of the best purification method， orthogonal test was used for studying the effect of silymarin purification with the contents of total flavonoids and silybin as index.ResultsThe optical conditions were as follows：3 times amount of ethyl acetate， 8% concentrated solution， extracting 2 times，10 minuters each time. ConclusionThe optimum purification technology of total flavonoids from Silybum marianum is stable and feasible.

Key words:Orthogonal test; Silybum; Purification technology

护肝康片由单方药材水飞蓟组成， 具有护肝保肝改善肝功能、降低血脂的功效， 可用于各型肝炎的治疗。水飞蓟为菊科植物水飞蓟Silybum marianum (L. ) Gaertn的果实。水飞蓟素( silymarin ) 是天然黄酮木脂素类化合物， 为水飞蓟的果实经提取精制而得的混合物。其主要成分为水飞蓟宾、异水飞蓟宾等。水飞蓟素作为抗肝损伤药物具有稳定细胞膜、改善肝功能的作用［1，2］。本实验对水飞蓟中黄酮类物质的纯化方法进行了研究，优化水飞蓟纯化工艺，为水飞蓟中总黄酮提取纯化提供科学依据。

1 仪器与试药

1.1 仪器　UV1101型紫外分光光度仪（上海天美科学仪器有限公司），安捷伦1100高效液相色谱仪，旋转蒸发仪（上海亚荣生化仪器厂），超声清洗器（天津赛恩斯科学仪器有限公司）。

1. 2 药材与试剂　水飞蓟宾对照品(中国药品生物制品检定所，批号：0856-200203) ，水飞蓟药材购自武汉红十字药业有限公司。分析纯甲醇、石油醚、醋酸乙酯，色谱甲醇。

2 方法与结果［3，4］

2.1 对照品溶液的制备精密称取水飞蓟宾对照品11.1 mg，置50 ml容量瓶中，加甲醇定容至刻度， 摇匀，即得。

2.2 水飞蓟总黄酮的测定

2.2.1 最大吸收波长确定精密量取水飞蓟宾对照品溶液5 ml，置50 ml容量瓶中，加甲醇定容至刻度，摇匀。以甲醇溶液为空白溶液，在200～800 nm范围内扫描，得到其吸收光谱。结果表明在287 nm对照溶液具有最大吸光值，所以确定287 nm为测定波长。

2.2.2 供试品溶液的制备精密称取水飞蓟提取物约0.1 g，置具塞锥形瓶中，精密加入甲醇溶液25 ml，密塞，称定重量，超声处理（功率250 W，频率40 kHz）30 min，放冷，再称定重量，用甲醇溶液补足减失的重量，摇匀，滤过，取续滤液，即得。

2.2.3 标准曲线的制备精密吸取“2.1”项下对照品溶液2，4，6，8，10 ml，至10 ml量瓶中，分别加甲醇定容至刻度，在287 nm波长处测定吸收度。以对照品浓度为横坐标，吸收度为纵坐标，绘制标准曲线，求解线性回归方程：A=0.043 7C＋0.017 7，r=0.999 9。线性范围为4.44 ～22.2 μg/ml。

2.2.4 样品含量测定精密量取1 ml供试品溶液置25 ml容量瓶中，加甲醇定容至刻度，摇匀。以甲醇为空白液，在波长287 nm处测定吸光度，计算总黄酮的量。

2.3 水飞蓟宾的测定

2.3.1 色谱条件的选择色谱柱为Kromasil C18(250 mm ×4.6 mm ， 5 μm)，流动相为甲醇：乙腈：0.5%冰醋酸(40∶5∶55， 体积比)；检测波长287 nm；流速1 ml/min；柱温30 ℃。

2.3.2 样品含量测定精密量取对照品溶液5 ml置10 ml容量瓶中，加甲醇至刻度，摇匀。精密量取供试品溶液1 ml置25 ml容量瓶中，加甲醇至刻度，摇匀。分别精密吸取对照品溶液与样品溶液各5 μl，注入液相色谱仪以外标法计算样品溶液中水飞蓟宾的含量。

2.4 提取样品的制备称取水飞蓟药材300 g，粉碎，脱脂干燥，用10倍量90%的乙醇提取3次，1 h/次，分次过滤，合并滤液，滤液减压浓缩至无醇味，加水定容至1 000 ml，摇匀。

转贴于

2.5 纯化方法比较分别采用萃取法和大孔树脂法纯化得提取物。萃取法：取100 ml浓缩液，用100 ml醋酸乙酯萃取两次，合并萃取液浓缩至干，得提取物。大孔树脂法：取100 ml浓缩液，上D101-1树脂柱，水洗除杂，然后用70%乙醇洗脱2倍柱体积，合并洗脱液浓缩至干，得提取物。紫外测定总黄酮含量和高效液相色谱法测定水飞蓟宾含量。结果见表1。

由以上结果可知，采用萃取纯化方法得到的提取物总黄酮量和水飞蓟宾的量均比大孔树脂纯化高，因此采用萃取法对水飞蓟素进行纯化。

表1 纯化方法比较结果（略）

2.6 萃取条件优选根据影响萃取的主要因素，选择药液浓度（A）、萃取体积比（B）、萃取时间（C）、萃取次数（D）作为考察因素，每个因素取3个水平（见表2）。取水飞蓟浓缩液50 ml，设计L9(34)正交实验，以总黄酮的量和水飞蓟宾的量为考察指标，正交实验表设计见表3。对结果进行统计学处理，方差处理结果见表4～5。

表2 工艺优化的因素水平（略）

表3 L9(34)正交实验结果（略）

表4 总黄酮测量结果方差分析（略）

由表4总黄酮测量结果和方差分析可知，各因素对纯化效果的影响程度依次为D（萃取次数）> B(体积比)>A（溶液浓度）> C（萃取时间），D（萃取次数）因素影响差异有显著性，水总黄酮测量结果直观分析表明优化工艺应为A3B2C1D2。

表5 水飞蓟宾测量结果方差分析（略）

由表5水飞蓟宾测量结果方差分析可知，各因素对纯化效果的影响程度依次为D（萃取次数）> B(体积比)>C（萃取时间）> A（溶液浓度），D（萃取次数）因素影响差异有显著性，飞蓟宾测量结果直观分析表明优化工艺应为A2B2C3D2。

综合总黄酮和水飞蓟宾测量结果方差分析结果，萃取次数和萃取容积用量对纯化效果有较大的影响，结合工业实际最终确定纯化工艺为：A3B2C1D2，即采用8%浓缩液，3倍量体积的醋酸乙酯萃取2次，10 min/次。

2.7 验证实验为了考查所选择最佳工艺的稳定性，故对其实验条件进行验证， 并对其进行放大实验，取水飞蓟药材300 g粉碎，脱脂干燥，用10倍量90%的乙醇提取3次， 1 h/次，分次过滤，合并滤液，滤液减压浓缩至无醇味，加水定容至1 000 ml，摇匀。取浓缩液250 ml 3份，按照最佳工艺条件A3B2C1D2平行3次实验。结果见表6。

表6 纯化验证实验（略）

由以上结果可知水飞蓟总黄酮的量和水飞蓟宾的量稳定且含量均较高，优选的工艺条件稳定可行。

3 讨论

实验曾采用固-液萃取和液-液萃取两种方法对水飞蓟提取物和提取液纯化，液-液萃取法操作更为简便而且萃取效果更好，相对固-液萃取更为减少工序节约能源，同时液-液萃取法生产能力大、便于连续和安全操作、易于实现自动控制等特点，使之更符合工业生产。

采用液-液萃取纯化后，萃取液浓缩至干，由于水飞蓟含有大量油脂性成分，干燥的干膏中仍有部分油脂存在，因此采用石油醚对干燥提取物进行脱脂，采用3倍量石油醚浸渍提取物静置过夜，过滤，干燥得提取物。经石油醚处理的提取物测量总黄酮含量更为准确。

根据最佳的提取工艺进行验证放大实验，验证工艺的稳定性和可行性，结果表明该工艺纯化水飞蓟总黄酮，含量较高，易于控制，稳定性好，适于工业化生产。

【参考文献】

［1］ 闫玉峰，于 健.水飞蓟的化学成分及药理研究进展［J］.中国药事，2000，14（5）：335.

［2］ 于乐成，顾长海.水飞蓟素药理学效应研究进展［J］.中国医院药学杂志，2001，21（8）：493.

［3］ 宋小妹，唐志书.中药化学成分提取分离与制备［M］.北京：人民卫生出版社，2004：143.

第2篇：飞行工作经验总结范文

关键词：飞思卡尔；嵌入式教学；实验装置设计

作者简介：王伟然（1983-），男，江苏镇江人，江苏科技大学电子信息学院，讲师。谭斐（1983-），女，江苏镇江人，江苏大学电气信息工程学院，实验师。（江苏 镇江 212000）

中图分类号：G642.423 文献标识码：A 文章编号：1007-0079（2013）32-0166-02

近年来，随着嵌入式技术的发展，嵌入式系统在越来越多的领域得到了广泛应用，各种相关的嵌入式产品纷纷涌现，然而嵌入式技术人才的供给却远远小于社会的需求，因此各大高校纷纷开展嵌入式教学。[1]嵌入式相关课程已是高校电气类学生的必修专业课程，但是高校所教授的嵌入式课程一般集中于DSP或者ARM。近年来国家在大力发展汽车、飞机、造船等领域。DSP和ARM的市场在于工业控制领域，而在上述制造邻域，一般都是运用飞思卡尔系列的嵌入式系统。

飞思卡尔半导体公司的前身为有着50多年历史的摩托罗拉半导体部，并于2004年7月从摩托罗拉拆分出来，成为独立的公开上市公司。自从1953年以“摩托罗拉半导体事业部”开展业务至今，飞思卡尔已成为业内的领导者。首先，飞思卡尔嵌入式处理器的技术在业内处于领先地位。在汽车嵌入式处理器市场份额最大，全球十大汽车制造商均选用飞思卡尔芯片；飞思卡尔嵌入式处理器在有线及无线网络应用领域处于领导地位，飞思卡尔的通讯处理器占通讯设备市场的80%，并且是全球排名第一的蜂窝基站射频产品供货商。其次，飞思卡尔在业内多个领域取得第一。飞思卡尔引领着业内多项先进的制程及封装技术；在无线领域，飞思卡尔率先推出可运作的GPRS平台、3G平台和2.4GHz ZigBee方案等。最后，飞思卡尔具有灵活的生成业务模式。将生产资源集中在最领先、独特或特别的处理器技术。同时飞思卡尔注重和高校的联合办学，共同研究。[2]这些都为高校开设飞思卡尔MCU教学带来了相当便利。

嵌入式课程是一门实践性很强的课程，在课程中学生必须通过大量的实验和实践环节来加深对嵌入式系统的理解和运用。因此设置合理的嵌入式教程，对嵌入式系统的学习、研究和开发具有重要的意义。针对制造业中的现代化需求，还有飞思卡尔公司本身的技术扶持，建议应设立飞思卡尔嵌入式实验室。设计飞思卡尔数字控制平台，试制数字控制系统样品，设计实验教学课程，以增强学生动手能力，提高学生创新性思维，培养学生自主学习的积极性。

一、飞思卡尔嵌入式实验设备的研制

这里选用飞思卡尔公司推出的MC56F8346为基础设计通用型数字控制系统，该数字系统配置基础教学实验和综合教学实验。基础教学实验主要是针对MC56F8346基本功能模块进行学习和应用，通过这些验证性的基础实验，使得学生掌握MC56F8346的基本资源及其寄存器的使用，对飞思卡尔嵌入式平台有一个初步的认识；综合教学实验包括设计LED灯光驱动系统，电机驱动系统，外部继电装置驱动系统，液晶显示器的控制，键盘输入，音频信号的处理，CAN通信综合实验，异步通信综合实验等等。这些实验由浅入深，从简单到复杂，涵盖了嵌入式数字控制系统的所有功能。

二、飞思卡尔嵌入式实验教学内容设计

对嵌入式实验教学来说，必须在教学系统中体现出嵌入式的特点，让学生充分理解MC56F8346的硬件特性和指令功能。并且将实验教学内容和工程应用相结合起来，积极调动学生的学习兴趣，培养学生的工程实践经验。考虑到学生今后步入工作岗位的实际需要，教学也应当以综合设计性的实验教学为主，提高学生的创新能力。

1.基础教学实验

飞思卡尔MCU开发系统的使用方法、操作界面和其他DSP开发系统套件比较相似。学生在开发套件上需要投入的时间不多。基础教学实验只设置了按键、定时器的使用和LED灯的操作，通过这些实验可以使得学生熟悉MC56F8346的通用I/O口设置、定时器的使用和一些基本操作程序的编写。

2.数字信号处理实验

飞思卡尔MC56F8346还可以进行数字信号的处理，这里采用两个经典的数字信号处理实验教程。一个是时域内的数字滤波，另一个是频域内的快速傅里叶变换（FFT），这两个数字信号处理实验帮助学生认识和掌握数字控制系统中信号处理的一般方法以及程序编写的流程，并且这两种方法也是现在工业生产中数字处理一般常用的方法，在许多教科书上都有介绍，其具体例程网上也可以下载到，这个实验主要目的是需要学生读懂相关处理程序，是一个验证性的实验。实验首先需要学生对MC56F8346的硬件性能有所了解。数字滤波部分，一般同时采用硬件+软件滤波，所以学生在实验之前学习并掌握硬件滤波的相关知识也是很有必要的。在实验中需要学生理解程序，自行编写归零化、数据排列等相关子程序，并采用一组数据进行验证FFT计算结果。如果在课时富裕的情况下，可以要求学生自行查找改进型快速傅里叶变化，并编写相关程序进行验证。

3.CAN总线通信实验

MC56F8346包含FlexCAN模块，该模块是一种执行控制器局域网协议的通信控制单元。这种通信协议是为解决现代汽车和工业控制的数据交换而专门开发的串行数据通信协议，是一种高速（1M/秒）、短距离、能借助各种媒介（如光纤、双绞线）完成通信的基本通信协议。FlexCAN模块支持CAN2.0B协议中标准格式及扩展格式。CAN总线协议已经成为汽车计算机控制系统和嵌入式工业控制局域网的标准总线。近年来，其由于高可靠性和良好的错误检测能力而受到重视，被广泛应用于汽车计算机控制系统和环境温度恶劣、电磁辐射强和振动大的工业环境。

在CAN总线通信实验中主要包含两个部分：一个部分是两块MC56F8346之间使用CAN总线进行通信，这种方式的通信只需要按照协议的格式要求编写相应的程序，其底部硬件层整合在MC56F8346中，无需进行另外的设计；另一个部分是MC56F8346和其他MCU进行通信，这种通信之间需要考虑其他MCU是否支持CAN总线通信协议，如果不支持，则需要设计相应的底层硬件，这里选用SJA1000芯片架构底层通信硬件，以实现MC56F8346与不支持CAN总线通信的MCU之间进行通信。

基于CAN总线在实际工业中间广泛应用的现状，要求学生掌握CAN总线的底层硬件架构及其通信协议的编写。通过围绕SJA1000设计CAN总线的底层通信硬件，使得学生掌握硬件设计的知识和技能；通过对CAN的编写，使得学生掌握CAN通信协议的格式及其基本操作的流程，并可以正确编写通信协议格式，使得MC56F8346和任意一款MCU进行通信（不管这款MCU是否支持CAN协议）。

4.综合性设计实验

MC56F8346在电气工程中有着广泛的应用潜力。比如可以用于高速实时的电机控制，可以实现高精度高实时性的变频器的操作，也可以对电力工程设备进行幅值的谐波控制等等。

综合性设计实验要求结合工程应用，并且结合学生自身所学的专业知识进行相关工程设计，包括硬件设计与软件编写，并进行相关调试，排查错误，最后提交实验结果。这种综合性实验不仅切合实际应用，而且在实验过程中培养学生思考问题、查找问题、直至解决问题的能力。综合性设计实验采用选作方式，将学生进行分组，以小组为单位，小组成员模拟工程设计单位进行相关协力合作。在协力过程中培养学生的集体主义精神，培养学生分工协作的能力，甚至培养学生整体工程调度的能力，为学生今后进入相关工作岗位打下结实的基础。

三、实验设备的研制

为了满足上述教学要求，本科研组专门设计了一套飞思卡尔MC56F8346综合实验装置。同时根据综合设计性实验的需要设计了相关测量控制对象。

1.研究的指导思想

（1）便于实现综合性、设计性的教学实验。综合性、设计性的教学实验是提高学生创新能力的主要手段。实验装置具有多功能性，输入输出外扩接口功能，便于实现综合性、设计性的教学实验。

（2）便于实现开放式教学。该实验装置结构新颖合理、体积小巧，具有很强的操作性和安全性，这些特点便于开放性实验教学的实行。

（3）结合实际，面向工程。该实验装置的设计就是基于实验结合工程应用的思想。所有的实验环节都教授学生飞思卡尔系列在工程中如何应用。这些实验培养学生的工程兴趣和学习激情，提高教学效果。

2.实验装置的基本功能

飞思卡尔公司MC56F8X系列具有丰富的外设，可以满足各种的控制应用需求。本实验装置由箱内供电电源、箱体上的主实验板和箱盖上的辅助实验板以及相关测量控制对象组成。主实验板包含MC56F8346的最小核心系统，辅助实验板主要是一些外部插件接口，便于学生根据相关具体工程目标设计其电路，也可以使用外部插件接口实现与被测量对象或控制对象的连接。实验电路板充分利用了MC56F8346芯片的所有资源，提供了丰富的电路，硬件采用模块化设计，使得其结构简单，各模块之间组合灵活、操作方便直观、用途广泛。主实验板的功能模块结构如图1所示。

根据工程应用的要求，主实验电路板上布置了12路模拟信号输入调理电路（AD采样电路），并与MC56F8346的模拟信号输入引脚相连，通过外接传感器可以采集相关信号，将其处理后送入到MCU中。此外布置了12路IGBT驱动电路，与MC56F8346的12路PWM输出引脚相连，MCU的PWM输出接口控制IGBT驱动电路可以控制电机、逆变器等外接器件的运行。应将重心放在对MC56F8346相关知识的掌握上，这样的设计可以大量减少学生在外部驱动电路设计及其调试上所花费的时间。

根据综合设计实验的需要，本实验板设计了相关测量控制对象。这些控制对象与工程应用中有关系统特性相似，只是体积较小，辅助电路有所简化。所以，学生在综合设计实验时，可在实验装置的辅助实验板上根据需要选择附加电路，并通过辅助实验板将这些测量控制对象与MC56F8346最小系统相连。

四、总结

本文根据飞思卡尔MC56F8346设计了综合实验装置，该实验装置可以实现电机驱动、外部继电装置驱动、液晶显示器的控制、音频信号的处理、CAN通信、异步通信、与触摸屏的实验等。并且在实验装置中配置了相应的输入调理电路、输出驱动电路、测量控制对象。其装置设计思想先进，有助于加强学生的基础认识，提高学生的动手能力和系统设计能力，培养学生科技创新的兴趣。

参考文献：

[1]李映.飞思卡尔中国“芯”征程“在路上”[N].中国电子报，2013-06-14.

[2]Michel Mayer.飞思卡尔的五个优势[N].中国计算机报，2004-09-06.

[3]周杰.基思卡尔DSC的嵌入式开发平台的设计与实现[D].苏州：苏州大学，2012.

第3篇：飞行工作经验总结范文

关键词：民用飞机控制系统；控制律；系统工程

中图分类号：TP302

文献标识码：A 文章编号：1672-7800（2015）005-0041-03

作者简介：谢陵（1983-），男，湖南长沙人，硕士，中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院工程师，研究方向为民用飞机飞控系统设计、飞行仿真、系统工程及控制律设计。

0 引言

世界最先进的民用飞机，包括A380、 A350、B777及B787，以及国内新的民机项目都采用了电传飞控系统。所谓电传飞控，是指利用传感器、总线和计算机技术，综合飞行员驾驶舱控制指令以及来自传感器的飞机状态指令，经过计算机计算，得出舵面控制指令。所谓“控制律”就是算法。民用飞机控制律事关飞机的安全、性能、操纵品质及乘坐品质[1]。系统工程是一种思考问题和解决问题的方法，是指把各种（可能是根本不同的）功能和硬件要素放入一个更大的系统中，以满足客户需求的有序过程。控制律开发作为飞控系统开发的重要组成部分，涉及到方方面面，采用系统工程方法，可以有效组织开发过程[2-4]。本文基于系统工程思想，阐述了民用飞机控制律的开发过程。

1 控制律开发输入输出

控制律开发过程的输入包括：飞机级与系统级控制律需求、风洞试验数据（气动数据、铰链力矩数据）、质量数据（重量特性、惯量特性）、发动机仿真模型、传感器以及动作的仿真模型等 [5]；控制律开发过程的输出包括：以Matlab/Simulink形式表述的控制律仿真模型，以及以文档形式描述的控制律详细需求。

2 利益相关方需求定义

控制律设计首先要做的工作就是了解需求。作为飞机制造商的控制律开发团队，需要从客户（主要是航空公司、乘客代表）、飞行员、适航当局（政府、公众）、供应商以及其它设计部门（结构强度、机械系统及其它交联系统）得到设计要求，经过分析确认后，提交给飞控软件供应商。需求是一个迭代活动，需要不断和客户沟通和确认[6]。

例如：航空公司希望新型号飞机的操纵特性与该航空公司既有机型类似，这样可以减少飞行员培训成本；由于减重要求，结构强度专业人员可以要求控制律设计放宽静稳定性、机动载荷减缓等功能。

3 需求分析

3.1 情景构建

考虑系统的内外部运行环境和交联情况，对需求进行分析，可以利用很多建模和仿真工具软件进行控制律情景构建工作。

3.2 设计约束

进行控制律需求分析时要考虑很多设计约束，包括成本和进度、产品性能水平、系统运行环境、现有设备、系统的使用以及与其它系统或组织机构的操作接口。

3.3 专家评审

可以通过专家评审的方式进行控制律需求分析，利用专家的实际工作经验，对控制律需求的正确性和完整性把关。

4 需求分解及架构设计

按照一定规律对需求进行分解，一般来说，可以按照控制律功能的实施物理位置进行分解，也可以按照功能架构进行分解，图2是控制律需求按照功能进行分解的例子，以此为基础进行控制律开发的工作分解和组织分解。

5 控制律开发实施过程

基于控制律进行的工作分解和组织分解中，重要的是工作分解，即把控制律分解到功能模块（工作包），每个功能模块作为任务分工的基本单元，由控制律工程师独立进行详细的需求描述、建模、测试、确认和验证。每个功能模块进行设计时，需要提供功能模块说明，说明功能模块需要完成的功能、输入与输出列表、需要的工作量大小、工作的开始和结束日期等。功能模块负责人不但负责控制律功能建模，还负责其详细需求编制、模型的构型控制、需求结果反馈的处理以及测试结果反馈的处理等。

6 控制律功能模块测试及确认

控制律功能模块构建完成后，要经过检查和测试。按照一定层级的集成测试，最后整个控制律与飞机六自由度运动方程组合进行非线性测试，还要在工程模拟器上做飞行员在环试验，确认控制律需求的正确性和完整性。控制律功能模块测试及确认工作顺序是由下至上的：

首先完成模块级测试，主要检查变量命名、输入输出格式、插值表及参数的正确性，检查模块与系统需求的符合程度，通过模块设计者交叉目视检查或脚本测试等方式完成；

接着，把各模块集成为控制律模块，与飞机六自由度运动方程、推力模型、传感器模型、作动器模型以及环境模型结合，进行控制律功能的非线性测试；

最后把控制律模型加载到驾驶舱，显示、操纵设备，进行飞行员在环试验，依据飞行员的评价来调整相关参数，完善控制律。

7 构型管理

构型管理的目的是确保控制律在整个系统开发过程中的构型能够得到有效管理，建立、控制和维护控制律构型基线。当控制律设计经过测试和确认后，交付给软硬件供应商进行系统软硬件开发和集成工作。

控制律设计中，以经过分解的控制律功能模块作为构型控制的基本元素，建立构型管理闭环控制流程，包括对控制律功能模块更改的评估、批准、确认和验证流程。控制律基线管理包括对控制律模块基线的建立、更改以及基线的编号规则。

构型控制需要对控制律模块的命名、输入输出的命名、模块内部参数的命名规则进行定义，这是构型控制的基础，如对模块的命名：NM_AutoTrim，正常模式（Normal Mode）自动配平功能；对信号的命名：CAS_AD_kts_d，来自大气数据系统的校正空速信号，单位为节knot，数据类型是double等。

8 控制律交付和验证

经过阶段性评审之后的控制律模块，由主制造商提交

给系统集成商进行软硬件开发和集成。集成商交付的软硬件系统由主制造商进行验证，以确定系统是否达到预期功能，并且满足各自的性能要求。验证方法包括测试、目视检查、分析等。对于控制律，一般通过测试的方法完成验证工作。测试可以是分系统测试和集成测试，分系统测试主要是通过仪器（信号激励器仿真器、示波器或者总线信号查看器等）测试，集成测试主要是铁鸟试验，即接入飞控系统的输入输出硬件设备，如：驾驶杆的俯仰输入，观察作动器是否按照预期的输出进行偏转，或者仿真大气数据及惯导系统输入，以验证控制律软硬件是否能输出预期的系统指令。

9 结语

本文对控制律研发的系统工程过程进行了阐述。控制律开发是一个迭代的过程，并不是按照阶段交付的交钥匙工程，从飞机级的飞控系统需求开始，一直到最后飞机取得型号合格证，需求更改―控制律需求更改―确认―软件版本更新―验证的过程会一直迭代进行下去。

参考文献：

[1] 吴森堂.飞行控制系统[M]. 北京： 北京航空航天大学，2005：311-312.

[2] CECILIA HASKINS.System engineering handbook[Z].INCOSE，2006.

[3] SAE.ARP4754A guidelines for development of civil aircraft and systems[Z].2010.

[4] 朱一凡.NASA系统工程手册[M]. 北京：电子工业出版社，2012.

第4篇：飞行工作经验总结范文

关键词：飞行试验 项目管理 管理体系 体系构建探讨

现在的项目管理已经由传统的简单的项目管理升级到了项目的整体化管理，为了更好的满足人们对行试验项目和飞行所用资源的要求，我们非常有必要深入探讨对行试验项目管理体系的构建工作。

一、构建飞行试验项目管理体系的作用

构建飞行试验项目管理体系其主要的作用就是将整个项目管理的体系提升到组织战略的角度，在战略的层次上提升项目的管理工作，形成鲜明的项目管理体系，不断的提升项目管理的成熟程度，最终把企业良好的项目管理能力成为企业的核心竞争力之一。

二、具体的设想以及实现的方法

1.飞行试验项目管理构建的主要设想

飞行试验项目管理构建的主要设想是以独立的项目管理体系为基础的，同时借鉴了一些相关的规程规范，最终建立成完整的飞行试验项目管理制度规范文件体系，主要部分为飞行试验项目管理管理手册、飞行试验项目管理管理程序文件和飞行试验项目管理作业指导文件三个相关的文件组成。其主要参考的指标为《国际项目管理标准》、《国标项目管理术语》以及《国际项目管理基本框架》和《国际项目管理相关领域》等等。这就在很大程度上使飞行项目管理与飞行的质量管理有着很大的不同，但是他们之间又有着非常大的联系，两者共同组成了整个飞行的试验体系。

整个体系思路的构成主要是以流程梳理结合理论为基础，对行试验项目管理工作当中涉及到的相关流程以及相关的制度，同时详述了一些相关的管理关键点，对于管理要素的一些实践经验进行详细总结，确定了一些相关的流程工作，并以此归纳了飞行试验项目管理工作的详细指南，并以此为基础创建了飞行试验项目管理体系。同时也可以借助一些有资质的项目管理专家给予一定的专业管理指导。

2.飞行试验项目管理体系的主体内容

组织管理体系。整个飞行试验项目管理体系是整个飞行试验项目管理体系能够得到良好的组织保证的基础，同时也是整个项目管理的主要体制，其主要的核心就为组织管理的形式，也就是项目管理的领导管理体系、组织管理机构以及职责管理权限，简单的说就是开展整个飞行试验项目的一种自上而下的组织分解结构以及相关的责任矩阵形式。

制度管理体系。我国现行的飞行试验管理制度其实就是飞行试验管理方面的制度群。这其中在很大程度上参考了飞行试验项目管理相关手册中的一些思路，主要包含了飞行试验项目管理规范体系的三个方面：第一方面，飞行试验管理手册层，包括飞行试验项目管理的主要方针；第二方面，管理性文件，包括成熟度的模型、绩效考核等等；第三方面，操作性文件，主要包括系统平台、管理文化等方面。

绩效考核管理机制。建立健全的绩效考核管理机制，同时将整个项目管理的绩效加入到试飞人员绩效考核体系当中，这在很大程度上是保证整个飞行试验项目管理体系正常运行重要砝码。

信息管理平台。信息管理平台是一个以计算机技术为根本的一种有组织的信息管理平台，这在很对方面能够保证能高效地进行项目管理高效的进行。

3.飞行试验项目管理构建具体步骤以及相关的措施

飞行试验项目管理构建第一步主要以统一思路，确定目标为根本的目的。通过一些相关的组织论证具体的提出所构建的飞行试验项目管理体系的必要性、具体实施的可行性，以及整个体系最终的作用意义，最终得到实现飞行试验项目的管理在组织内确切的地位、以及相应的作用和最终未来的想要达到的目标，在这个过程的具体设施的过程中需要相关的组织的各级人员尤其是一些高层领导的支持工作。

第二步主要就是对于整个现状进行全面的分析工作，切实的加强培训管理工作。最终达到统一认识并且确定出整个飞行试验管理体系构建以后的目的，这就需要相关的技术人员做好认真的对于项目管理的现状、组织管理的整体结构、管理工作的具体流程以及相应的管理制度和考核管理机制等，从中找出存在的一些相关的问题，并且提出一些切实的改进的措施。

第三步是做好相关的整体规划工作，加强相关的沟通以及调研工作。切实的加强各个项目管理团队主要负责人之间的沟通工作，切实的做好对项目管理体系建设的建议和意见的吸收工作，同时要编制出相应的计划和实施的具体的步骤。

第四部主要就是分步实施。按照制定好的计划分步展开相应的工作，采取由点到线，有线到面的步骤，同时要强化每个步骤结束以后的的评估工作，从中总结相关的经验教训，分析出其中存在的不足之处，最后逐步的达到稳步向前推进的目的。

三、结束语

项目管理已成为企业在日益竞争激烈社会中生存的主要力量之一，飞行试验项目管理体系的具体实施还需要飞行试验相关工作人员的不懈努力。

参考文献：

[1]中国（双法）项目管理研究委员会.国际项目管理的发展[R].中国现代项目管理发展报告（2011）.北京：电子工业出版社，2011

第5篇：飞行工作经验总结范文

新中国为了加强对原子能工业的生产、建设和核武器研究、试验工作的领导，1962年11月3日，经主席批准，成立了中央专门委员会，由总理兼任主任。随后，各项工作全面展开。空军部队参加的核试验工作，空军党委分工由成钧副司令员负责组织指挥该项任务的落实。

1964年5月下旬，成钧率空军工作组到达新疆马兰机场，再驱车到核试验基地，见到了基地司令员张蕴钰和副总参谋长、首次核试验委员会主任委员张爱萍。他们告诉成钧：4月间，中央专门委员会决定首次核试验采取塔爆方式实施，要求在9月10日前做好核试验的一切准备工作。同时介绍了核试验基地的有关情况。张爱萍指出：进行核爆炸试验，需要空军部队积极参加。接着他对空军部队参试的任务提出了要求。会后，成钧随即向空军工作组传达了核试验总指挥部交给空军在首次核试验中担负的任务：即核弹爆炸“零时”前要负责空运原子弹体、仪器、设备，接送科学家和中共中央、中央军委负责人等；“零时”后要担负空中取样，爆心剂量侦察，热线侦察，伞射侦察，回运成果，空中摄影，场区照相，污染水取样等任务。这是一项绝密的任务，成钧要求大家全身心地投入此项工作，并宣布了有关纪律。

随后，成钧率空军工作组在核试验指挥部干部的陪同下，实地踏看了第一颗原子弹塔爆的预选场地；踏勘空军安置效应物的场地；对下一步空投原子弹的靶场进行了初步勘察。吉普车在戈壁滩的黄沙高岗上爬上冲下，在“盐壳”构成的“搓板路”上折腾了大半天，把人的骨头架子都快颠散了。趁停车的间隙，成钧下车想舒展一下筋骨，当他刚举起双臂准备伸个懒腰时，便觉得胸闷气促，一阵恶心，眼前发黑，跟着是天旋地转，双脚发软，身子不由自主地往后歪了，幸好保健医生及时将成钧架住，拣了个没长骆驼刺的空地，让他半躺半坐地歇着，然后又急忙给他服下心脏病急救用的药丸。过了一会儿，成钧慢慢好了些。当他刚缓过气来，便爬起身来又乘车赶路了。成钧率领空军工作组在罗布泊场区三进三出，对原子弹塔爆位置，核试验效应场区，以及下一步空投原子弹的地面靶标地点，都反复地踏看好几遍，逐个作出分析、对比、评估。除了对安置铁塔的位置提出意见供核试验委员会参考外，还在距塔爆中心5000米处，选了一块平坦戈壁，作为修建空投原子弹靶标的地方。空军工作组成员一致说好。成钧慎重地说：“这只能作为初步的看法，暂不作决定。”他要让担负空投原子弹的飞行部队派人来实地踏看后再最终敲定。

在核试验效应场区里，成钧一行人花费的精力和时间最多。核试验场区指挥部下成立了10个效应大队，其中第二大队属空军，所有需要参加试验的飞机、地空导弹、高射炮、雷达、油库、弹药库、航材库、军械库以及藏飞机的洞库……全都要摆放在这个辐射状的地带里，经原子弹爆炸后的冲击波、光辐射和伽马射线黏染物将这些武器、装备烧毁、震碎、污染等，以便从中找出可靠的防护手段和办法。忙完效应场地的事情后，成钧又让工作组成员分头到核试验基地有关部门去拜访、交流、协商，拟出一个空军参加核试验的具体方案来。最后综合归纳出一份意见书，由成钧向核试验总指挥部张爱萍汇报。接着，成钧又派随组行动的空军司令部作战部副部长恽前程专程回北京，向刘亚楼司令员当面报告空军参试计划和有关事宜。刘亚楼听了汇报，完全同意成钧提出的方案和计划，并同意成钧提出的成立一个临时党委，统一领导空军参试部队的工作方案。

组织空军参试部队进行核试验演习

为了保证核试验顺利进行，在成钧副司令员统筹指挥下，空军先后派出各型运输机、直升机共14架。“零时”后穿烟云取样的飞机，由空军航空兵第十三师郭洪礼机组担任。这是一架经过改装的依尔－12型运输机，该机提前到达新疆马兰机场。飞机机腹下面安装一个“烟云取样筒”。成钧陪同张爱萍等领导同志和科学家接见了机组成员，并察看了机上有关设备。

接着，成钧安排飞机将原子弹及有关部件运到马兰机场，再派直升机将核弹吊运到铁塔前，还派飞机将有关部门总重56吨的精密专用仪器、设备从各地空运到马兰机场。随着核试验日子的临近，空军大批参试人员和执行任务的飞机云集马兰机场。8月25日，成钧副司令员兼任核试验委员会副主任，在马兰机场召集空军参试单位的领导干部开会。会上成钧宣布：在核试验委员会下成立一个由12人组成的空军驻马兰地区临时党委会，统一领导在马兰的空军参试部队；从当日起，组织空军参试部队进入正式核爆前的各项演习。第一阶段搞“单元演习”，各行各业各类人员反复操练自己在核试验中分担的具体任务；第二阶段搞“综合预演”，全体人员参加核试验指挥部统一组织指挥的“零时”后的总预演。他要求空军部队在预演中要高度、密切协同，坚决、圆满完成各自的参试任务。9月1日，全场综合演习结束。张爱萍评价空军参试准备工作做得“很好，满意”。

经过总预演，空军各项准备工作都达到了预期要求。只有飞机穿烟云取样时还有一个关键问题没有解决，即取样飞机应在“零时”后多长时间进入烟云?第一次进入烟云时，飞机应保持多少高度?飞机第一次穿烟云，是穿顶、穿腰还是穿尾?这本来是靠科学实验才能解决的问题，无法通过模拟、预演来找到答案，当时又无国外资料可供借鉴。科学家和空军部队的指挥人员经过多次论证，甚至激烈的争辩，均无法达成共识。飞机穿烟云取样的时机、高度和部位，既决定着取样效果的好差和质量的高低，也关系到机上人员和飞机的安全。在论证会上，成钧和张爱萍听取了各方面的意见，但始终没有表态，后来他们反复斟酌、商议，最后决定取样飞机在“零时”后30分钟穿烟云，高度8000米。第一次穿烟云后，由飞机上的科技人员根据安装在机上的剂量探测仪指示的伦琴数据和爆心的温度，决定飞机再次进入的高度和穿烟云的部位。方案定下后，成钧立即主持担任此项任务的机组进行爬高试验。因为穿烟云首次要求高度8000米，而依尔－12型飞机正常飞行高度通常在3000米～6000米，为此机组经过反复试验，终于爬高到8000米以上高度。成钧得知后非常高兴，并决定亲自上飞机参加实际试飞，试飞中他坐在前舱，两眼紧盯着高度表，飞机不断上升，当高度表指示已达到8200米时，成钧脸上露出了笑容，心中的一块石头总算落了地。

恪尽职守，核试验圆满成功

10月16日，正式进行核试验的日子终于来临了，在核试验总部的临时指挥所中，成钧坐在张爱萍的侧旁，还有各部门的领导同志和科学家。14时30分，原子弹正式起爆。30分钟后，穿烟云的飞机曾先后3次穿过蘑菇云。飞机每一次穿烟云，成钧都通过地面领航员关切地询问空中情况，直到圆满完成了任务，成钧才长长地舒了一口气，像卸下了一副千斤重担。随后，成钧穿着橡胶防护服，头戴防毒面具，坐上吉普车，向原子弹爆心区的效应地区急驶而去，检查原子弹爆炸造成破坏的第一手现场资料。

接着是准备组织飞机空投原子弹试验。11月，成钧副司令员在兰州参加一次核试验准备会议。会后他把空军独立第四团的副团长李源一、大队领航主任于福海等人找来，跟随他与张爱萍一起乘飞机到核试验指挥部去。尔后又派恽前程领着李源一、于福海等飞行人员坐着飞机在罗布泊上空绕了几圈，再乘车到实地踏勘一遍，最后选定离第一次塔爆中心5000米处的一个较为平坦的地点，作为空投原子弹靶标的位置。当他们向成钧汇报时，成钧拿起标好预选靶标点的地图，审视了好几遍，还提出了一连串的问题，当得到飞行人员肯定的回答后才笑着说：“这地方是你们自己选的，既然你们满意，我当然也就只好画圈了。”其实这是以成钧为首的领导机关工作组和部队飞行人员之间共同选定的轰炸靶标位置。

1965年2月，成钧和吴法宪率空军核试验工作组一行人，乘飞机到空军参试部队的驻地，下达空投原子弹试验任务。他们宣布了中共中央、中央军委关于用飞机投掷原子弹试验的决定。尔后将这项任务交给该部李源一(第一领航员于福海)、徐文宏(第一领航员赵承业)两个图－16机组，李为正式机组，徐为预备机组。会后，对飞机进行了改装。随后，这两个机组驾机到酒泉综合试验基地，进行空投原子弹训练。到4月23日，在空爆试验场区进行了飞行训练11架次，投训练弹29枚；在空军其他靶场进行飞行训练14架次，均达到了投弹精度的要求。与此同时，空军还组织进行了场区内外空中取样飞机的飞行训练及场区样伞侦察、辐射级侦察等飞行训练。

4月28日，根据核试验总指挥部决定，为检验各参试单位的工作情况，进行一次空投原子弹的总预演。李源一机组驾驶图－16型轰炸机，在靶标上空投下了一枚与原子弹重量、外形相同的“冷爆弹”，爆点距靶心96米(要求在100米以内)，大大增强了参试人员的信心。当时成立了第二次核试验委员会，张爱萍为主任委员，成钧是9位副主任委员之一。

第6篇：飞行工作经验总结范文

学的就是造飞机

北航建立之初，教学工作面临一个严肃的现实问题：学生的理论知识具备了，却严重缺乏实践。学生们学的是造飞机，却只在书本上、脑海里设想飞机是怎样造出来的。这样即使学成毕业，又怎么能达到国家迫切建立这所航空院校要达到的预期目标与实际需求呢？理论与实践的脱节，严重影响了教学质量。校领导和老师们百般思考，终于达成了一个决意：“我们要让毕业生设计一架真实而完整的飞机。”

1958年2月的中南海紫光阁里，总理认真听取了北航王大昌、沈元副院长关于北航采取教学与科研，设计与生产相结合，设计和制造一架飞机的设想。听后说“好”。我院又提出需要17万元经费，对教育部长杨秀峰说：“你们应该拨给吗？”杨部长说：“没问题。”很快，有关部门划拨给北航15万元经费（后来又增拨了几万元）。总理的亲切关怀和果断支持犹如动员令，立刻把北航人的斗志激励了起来。

总理要求飞机要在1959年5月1日之前上天，而北航师生们对自己的要求却更加严格。“十一”在即，他们要将这架飞机作为国庆礼物，来回报中央领导对北航教学实践工作的关怀和支持。从飞机每一个零部件的加工到整机组装，从各种专业设备的制造到工艺的完善和飞机整机的破坏试验，都有极重的工作要做，而且工作时间非常紧。但是参与其中的上千名北航师生的热情没有因此而有丝毫消减。“苦战一百天，一定要把‘北京一号’送上天”，师生们坚定意志，以做更多的工作、出更多的力为唯一追求。

克服困难就是胜利

设计与制造一架飞机，是一项复杂而又庞大的系统工程。对于建校才五年，没有样机又缺乏设计资料和专用设备的北航来说，困难重重。

参加设计的师生，为了确定一个更合理、更好的设计方案，通宵达旦找资料、算性能、绘曲线，先后提出了11种设计方案。从设计方案确定到1958年7月12日画完最后一张图纸，仅用了35个昼夜，总共完成了2000幅A4图纸量，人均日出图量达5.3幅A4图纸量。基本方案确定后，师生们又经过大量的计算，定出了飞机重量、速度、升限、爬升速度以及与之相适应的气动参数等。最后，过几十次的风洞试验，才得出了优化的飞机外形，确定了总体设计方案。

部件设计和零件设计全面铺开了。在设计人员少，且缺资料、无经验，又要在短期内交出全部设计图纸的繁重而艰巨的任务面前，飞机设计和工艺专业的师生齐上阵。他们千方百计克服困难，几乎每天都加班到凌晨一两点钟，甚至彻夜不眠，终于如期完成了设计任务。

老师和同学们设计飞机不知疲倦，校领导们也在为“北京一号”能成功亮相奔走忙碌：武光院长前往民航局请求选派飞行员：马文副院长刚从南昌求援生产飞机的材料回来，又开赴沈阳搬兵求计：王大昌、沈元副院长坐镇指挥1800余名师生员工投入试制生产。

面对这样不知疲倦的精神和谦虚诚恳的态度，包括沈阳112厂、601所、南昌320厂和哈尔滨122厂在内的多个研究所及工厂也对“北京一号”的设计和制造工作给予了大力支持和帮助。

新中国的奇迹

1958年9月24日清晨，北京首都机场，一架崭新的轻型客机昂首挺立在跑道上，机身两侧机翼下的两台A11-14P发动机正隆隆作响，似一只振翅待飞的矫健雄鹰。这就是由当时的北京市市长彭真同志命名的“北京一号”――北航一千多名师生奋战一百昼夜研制的新中国第一架（可乘8人）轻型客机。

当日9时20分，“北京一号”命名起飞典礼开始。国务院第二办公室主任林枫、教育部部长杨秀峰、空军司令员刘亚楼上将、中共北京市委宣传部部长杨述、苏联专家、北京市十多所高校的代表和北航师生等三千余人参加了这一庆典。为了这次试飞任务，民航特别选派了曾突破空中、开辟了北京一拉萨航线的著名飞行员潘国定以及有多年飞行经验的飞行员王来泉进行试飞。10时整，当他们驾驶着“北京一号”以300千米的时速超低空10米高度掠过主席台时，全场欢腾！

第7篇：飞行工作经验总结范文

关键词：全静压探头 冰风洞

中图分类号：V241.6 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）08（b）-0104-02

大气数据系统是现代飞机的重要机载设备，其性能直接关系到飞行操纵和安全等整机性能。全静压探头（俗称空速管）是大气数据系统重要的传感器，通过感知和测量大气总压和静压，结合总温信号，经过计算机补偿和计算得到高度、指示空速、真空速、马赫数等关键飞行参数，并将参数发送给相关系统。这些参数直接关系到飞机操纵、飞机性能、环控系统、航电系统正常工作。

飞机的高度、空速、温度信号是飞行最重要的参数，也决定了全静压探头设备等级为A级。衡量其是否合格有多项指标，包括数据精度、泄漏、防冰、环境试验等。本文主要针对适航条款中的防冰要求，总结和分析全静压探头冰风洞试验要求。

1 试验要求

全静压探头安装于机身外表面，因此当飞机在结冰条件下飞行时，传感器结冰的可能性很大。一旦结冰，会降低压力测量精度，进而影响飞行安全。

全静压探头是TSOA设备，TSO-C16a规定探头需要通过冰风洞加热防冰测试。全静压探头冰风洞试验通常包含以下几项。

（1）结冰试验。构造模拟气象条件进行一段时间的喷雾结冰，观察结冰外形和结冰类型。

（2）除冰试验。模拟条件下，当传感器上结冰厚度达到规定数值时，开启加热进行除冰，通过记录除冰时间和加热电流验证其符合性。

（3）防冰试验。试验初始即开启加热，构造模拟结冰气象条件并进行喷雾，观察传感器结冰情况。

2 标准分析

2.1 CCAR 25适航要求[1]

CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》于2011年，定义了运输类飞机的适航标准。25.1325（b）规定：当飞机遇到本部附录C所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。附录C规定了自然结冰试飞中要求的结冰气象条件，如图1所示。

连续最大结冰条件：在一定时间内，飞机处于一个低等和中等程度的液态水含量的层云中。该条件表征层云中的结冰现象，适用于机翼、尾翼。

间断最大结冰条件：在短时间内，飞机处于一个高含水量的环境中。该条件表征积云中的结冰现象，适用于发动机进气道和导向叶片等部件。

2.2 TSO-C16规范[2]

TSO-C16是FAA于1948年的空速管标准，规定了设备最低性能要求和环境试验要求，性能参考AS 393。冰风洞试验要求如下：

试验条件：温度-10 ℃和-20 ℃；空速200 kts。

试验要求：探头头部结冰1/4 min，额定电源通电加热，除冰时间小于2 min，除冰后不再出现结冰现象。

2.3 TSO-C16a规范[3]

试验要求：探头头部结冰0.50 min时，以低于额定电压10%的电压加热，除冰时间应小于90 s，开始加热到压力指示正确不超过1 min，除冰后需持续测试20 min，监控没有结冰现象。

2.4 GJB 836-90规范[5]

GJB 836-90规范规定了补偿式直杆型和L型全静压受感器的设计、生产和试验的通用要求。

（1）L型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速180±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3；迎角：0°～20°。

试验要求：受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过1.5 min，除去冰帽后继续试验，无结冰现象。

（2）直杆型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速205±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3。

试验要求：（1）迎角为0°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1h以后，将迎角增加到4°，继续工作20 min。无结冰现象。（2）迎角为15°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1 h以后，无结冰现象。

3 标准分析

民用飞机大气数据系统全静压探头需要满足对应TSO标准，并需通过自然结冰试飞，验证其对CCAR25的适航符合性。

FAA于2006年10月6日颁布全静压探头新版TSO标准即TSO-C16a。后续设计和生产的探头都需要满足新的标准要求。对已获取原标准TSO-C16的探头，还可继续按照原标准要求进行生产制造。

由上节可知，对于全静压探头的防冰功能，TSO-C16a与CCAR-25-R4部中的飞行速度、结冰云雾条件、加热电压、攻角等参数均可通用，区别主要在于遭遇结冰云的时间和防冰系统开启的时间点：TSO-C16a标准中探头在结冰环境的时间至少需要20 min，而25部附录C中不超过40 s（间断最大结冰云层长度为2.6 nm，按照250 knots的飞行速度，飞机穿云时间仅为37.44 s）；TSO中探头需结冰厚度超过0.5 min才开启，而飞机实际使用过程中，空速管加热功能是全程工作的，不存在延迟打开的现象。由此可知，TSO-C16a中的冰风洞试验条件比CCAR25部要求严酷许多，取得TSO标准的全静压探头可以满足CCAR25部自然结冰适航要求，但是需要通过试飞进行验证。

4 结论

本文总结了全静压探头防冰加热性能各标准对冰风洞试验的要求。并对民机探头TSO-C16a标准和CCAR25结冰要求进行了对比分析。

参考文献

[1] CCAR-25运输类飞机适航标准[S]. CAAC，2011.

[2] TSO-C16 Airspeed Tubes （Electrically Heated）[S].FAA，1948.

[3] TSO-C16a Electrically Heated Pitot Static Probe[S].FAA，2006.

第8篇：飞行工作经验总结范文

【关键词】民用飞机；燃油箱；油量标定

0 引言

大型民用飞机对安全性的要求非常高，而飞机燃油测量系统对民用飞机安全性又有着至关重要的影响[1-2]。飞机在型号研制初期完成总装下线后，都需要对燃油箱进行一系列的油量标定试验，以检查燃油系统设计能否满足预期指标，同时也为燃油测量系统软件的参数修正和燃油系统的设计优化提供设计依据。

目前，国内大型民用飞机研发经验不足，能够独力规划并实施大型民用飞机燃油箱油量标定试验的单位较少。本文以某大型民有飞机为例，将多项与燃油量标定相关的试验科目穿燃油箱油量标定试验过程中，通过一次试验完成多个试验科目；并探讨了各项燃油量标定相关试验科目的试验方法和思路；以期为国内民用飞机开展和实施燃油箱油量标定相关试验科目时提供试验参考和依据。

1 燃油测量系统工作原理

燃油测量系统是民用飞机燃油系统的重要组成部分，一般由油量传感器、补偿传感器、低油位传感器、密度计和燃油计算机等部件组成[2-4]。

油量传感器负责测量燃油箱内的油面高度；补偿传感器测量介电常数，用于修正油量传感器测量的油面高度值；密度计测量燃油密度。燃油计算机将油面高度信号转换得到对应的燃油体积，然后与密度相乘，得到各个油箱的油量和总油量[1-2，5-6]。低油位传感器通常布置在集油箱内，当集油箱内油面低于低油位传感器时，触发该低油位传感器，向驾驶舱发出低油位告警信号。

2 试验设备及要求

2.1 试验设备

在大型民有飞机燃油箱油量标定试验过程中，需要用到的主要试验设备包括：加油车、地面电源车、手持式加油枪、飞机压力加油接头、加油软管、放沉淀阀操作设备、燃油温度计、燃油密度计、电子台秤、数据采集设备等。

除上述主要试验设备外，试验中还需要用到其他设备以辅助试验的开展，如：防爆对讲机、升降梯、工作梯、安全绳、集油容器、废油桶、抽油车、消防车、重力加油口盖拆装工具、防静电服等。

2.2 试验要求

a）试验前需检查飞机俯仰角和横滚角，以确保飞机处于正常停机姿态[8]；

b）试验前需检查确认燃油系统、数据采集系统和航电系统等安装和供电正常；

c）试验前需确认飞机各油箱均通过单独的气密性检查试验，以确保各油箱之间不会发生内漏；

d）向飞机加油前，需对飞机加油车进行燃油取样，检测并确认燃油试样的清洁度满足要求；

e）试验参试人员必须经过专业培训，方能上岗；

f）试验所需仪器仪表需经有资质的计量单位检定校准，确保在计量有效期内使用；

g）试验过程中，参试人员一律穿戴防静电服装，严禁烟火；试验现场需安排消防车、后勤保障人员做好现场安全保障措施。

3 试验方法及过程

在大型民用飞机燃油箱油量标定试验过程中，飞机油箱将从空油状态一直加到满油状态，试验持续时间长，参试人员多，现场工作量大。因此，在考虑试验的组织实施时应尽量将与燃油量标定相关的试验科目合理地穿插在整个燃油箱油量标定试验过程中，这样有利于节省资源和成本，同时节约试验时间。

根据试验目标及实际操作的可行性，本文依次将不可放油量试验、不可测油量试验、低油位告警油量试验、燃油箱总容量试验和通气油箱容量试验等结合到燃油箱油量标定试验过程中，通过一次试验完成多个试验科目。本节将主要介绍完成上述试验科目的试验方法及过程。

3.1 不可放油量试验

进行不可放油量试验之前，需确认试验飞机燃油箱为首次加油。

向飞机油箱加油前，首先需测量并记录燃油的密度和温度。打_飞机油箱的维护口盖（根据油箱下壁板的结构长桁选择相应的维护口盖），通过加油枪向油箱下壁板长桁间喷射燃油，要求所有结构长桁之间的燃油均是从结构长桁的最上端沿着长桁向凹槽较低点流动；在该步骤中需记录向飞机油箱的实际加油量。使飞机静置不少于半小时，待油箱结构内燃油流动均匀并充分渗入油箱结构空隙之后，通过油箱下壁板放沉淀阀将燃油排放到集油容器中，直到放不出燃油为止，称重集油容器（含油）并记录。通过下面公式计算获得不可放油量：

不可放油量=放油前飞机实际载油重量-放油重量

式中，放油前飞机实际载油重量为从飞机空油状态到放油操作前飞机油箱的实际载油重量（下同）；放油重量为当前试验科目中集油容器在盛装放油前后的重量之差（下同）。

3.2 不可测油量试验

不可测油量试验需在不可放油量试验之后紧接着进行。

试验开始前，首先需测量并记录燃油的密度和温度。打开机翼油箱上方重力加油口盖，通过重力加油口用手持加油枪向机翼油箱加入一定量燃油，并记录加油量和加油批次。等待一段时间后，观察加放油面板上显示的油量；如果油量显示为零，则重复上述步骤继续加油，直到油量显示不为零为止。

等待一段时间后，取一个空集油容器称重并记录，然后放置在机翼油箱放沉淀阀下方。通过放沉淀阀放油，同时密切关注加放油面板上显示的油量；当观察到加放油面板上显示的油量跳变为零时，应立即停止放油；称重集油容器（含油）。不可测油量由下式计算获得：

不可测油量=放油前飞机实际载油重量-放油重量-不可放油量

3.3 低油位告警油量

低油位告警油量试验应在不可测油量试验之后紧接着进行。

试验开始前，测量并记录燃油的密度和温度，同时还要检查驾驶舱显示器，此时应显示有低油位告警信号。然后，分批次向机翼油箱加入一定量燃油，并记录加油批次、实际加油量和加放油面板显示油量；重复该操作直到实际加油量与低油位告警油量设计值大致相当。打开燃油泵运转一段时间，使集油箱保持高油位。检查驾驶舱显示器上的低油位告警信号，如仍显示低油位告警信号，则向机翼油箱再次加入燃油，直到低油位告警信号消失。

保持燃油泵运转一段时间后，取一个空集油容器称重并记录，然后放置在集油箱放沉淀阀下方。通过放沉淀y放油，同时密切关注驾驶舱显示器；当观察到显示器上出现低油位告警信号时，应立即停放油；称重集油容器（含油）。低油位告警油量由下式计算获得：

低油位告警油量=放油前飞机实际载油重量-放油重量-不可放油量

3.4 燃油箱油量标定及测量精度试验

燃油箱油量标定及测量精度试验应在低油位告警油量试验之后紧接着进行。

通过加油枪分批次向机翼油箱加入一定量燃油（加油量步长应按照油箱总容量进行合理选定），并记录加油批次、实际加油量；等待一段时间使油箱内油面稳定后，读取并记录加放油面板上显示的油量。重复这一步骤，直到观察到连续2次加放油面板上显示的油箱油量维持不变为止。

在前述不可放油量试验、不可测油量试验和低油位告警油量试验过程中记录的加油批次、实际加油量和加放油面板显示油量的数据，均可作为燃油箱油量标定和测量精度分析的依据。

3.5 燃油箱总容量及通气油箱容量试验

燃油箱总容量及通气油箱容量试验应在燃油箱油量标定及测量精度试验之后紧接着进行。

在加放油面板显示油量维持不变之后，通过加油枪分批次继续向机翼油箱加入少量燃油（加油过程应缓慢进行），并记录加油批次和实际加油量。重复上述步骤，直到观察到机翼翼梢处的通气口开始溢油为止。

取一个空集油容器称重并记录，放置在翼梢通气油箱的放沉淀阀下方。通过放沉淀阀放油，直到放至不可放油状态；称重集油容器（含油），并测量当前燃油密度和温度。燃油箱总容量由下面公式计算获得：

燃油箱总容量=（放油前飞机实际载油重量-放油重量-不可放油量）/燃油密度

通气油箱容量=放油重量/燃油密度

4 结语

燃油箱油量标定相关的试验对大型民用飞机的研制有着重要意义，目前国内大型民用飞机燃油箱油量标定相关试验的研发经验不足。本文根据试验目标及实际操作的可行性，将多项燃油量标定相关的试验科目结合到燃油箱油量标定试验过程中，通过一次试验完成多个试验科目，不仅节省了大量的试验资源和成本，同时大大缩短了试验时间；接着，本文对各项燃油量标定相关试验科目的试验方法和过程进行了探讨和介绍；本文可为国内大型民用飞机开展和实施燃油箱油量标定相关的试验提供参考和依据。

【参考文献】

[1]肖凝.飞机燃油测量技术研究与发展[J].航空科学技术，2003（3）：31-34.

[2]丛楠.航空燃油测量系统设计与实现[D].2014.

[3]李成全，宋明刚.通用飞机燃油油量测试的研究[J].沈阳航空工业学院学报， 1996，13（6）：8.

[4]张欲晓，樊尚春.中国民用飞机燃油测量系统发展趋势[J].理论与实践，2008，28（4）.

[5]张娟.先进飞机中燃油系统的综合化控制与管理[J].航空计算技术，2008，38（2）：96-99.

[6]聂海涛，刘云昌.电容式传感器在飞机燃油测量系统中的应用[J].沈阳航空工业学院学报，2007，24（5）：15-16.

第9篇：飞行工作经验总结范文

2014年7月31日，C9型客机首架机机头部段在中航工业成飞民机装配下线。

C9型客机机头部段全长6660mm，是由框、长桁、风档骨架、蒙皮组成的典型的半硬壳式金属结构，包括座舱盖、前起舱、壁板、机头地板等几大部件，共涉及模块300多项，零件3200多项。机头结构生产数模于2012年12月全部由中国商飞上海飞机设计研究院设计发放，中航工业成飞民机于2013年1月开始工艺准备，同年4月开始生产零件，今年1月开始机头装配，并于4月初基本完成相关零件、工装等资源配套，实现了装配开工。在随后四个月时间内，中航工业成飞民机先后完成了机头上部、下部装配和两者对合工作，顺利实现装配下架。

C919客机机头部件复杂，处机的一级气动区，多处区域处于鸟撞范围，加之C919将采用数字化可移动生产线总装，对设计、制造精度和质量提出了很高要求。中国商飞上海飞机设计研究院在2009年首次实现全三维高效设计制造基础上，进一步改进设计方法和辅助设计工具，在初步方案设计阶段提前考虑结构强度等因素，减少了设计方案的更改、提高了设计质量，并首次采用承载式风挡设计，显著提升了飞机结构承载效率，减轻飞机整机重量。中航工业成飞/成飞民机公司自2011年起提前启动机头研制工艺准备工作，通过对产品设计要求及总装制造要求的梳理、分析及识别，先后形成机头部件制造工艺总方案、机头部件装配协调方案、零件制造方案及检验检测方案等项目纲领性技术文件，并与中国商飞上海飞机制造有限公司开展多轮协调，为研制工作提供明确的技术支持。同时根据以往机型的研制经验、教训，对C919客机的机头装配制造阶段的各个环节利用模式进行潜在风险分析，进一步梳理装配环节，确认已有技术保障措施，根据分析结果对其相应完善。C9型客机采用100%零件首检方式，既确保了零件质量，也为后续架份的制造提供了保障，102架机机头部段也将开始装配。

C9型客机研制采用“主制造商-供应商”模式，承担机头部段制造的中航工业成飞是九大国内机体结构供应商之一。为提升国内民机制造能力，确保项目研制进度，2013年7月起，中航工业成飞、成飞民机与中国商飞上海飞机设计研究院、上海飞机制造有限公司驻厂代表组建了技术、工艺、制造联合工程团队，统筹相关资源，相继攻克了天窗骨架零件制造、钛合金蒙皮零件成形、机头下部超大尺寸蒙皮拉伸成型以及化铣等关键制造技术瓶颈。

作为完全按照最新国际适航标准研制的单通道涡扇喷气客机，C9型客机研制工作正进入详细设计和工程制造的攻坚阶段，全部机体结构生产数据发放已经完成，首架飞机的前机身、中央翼和副翼已分别在南昌和西安下线，其他机体部段也将在近期陆续下线和交付；另外，C919全机静力试验方案、试飞总方案已经确定，相关机载系统试验已开试，首架试飞飞机计划在下半年开始总装。目前累计订单400架。