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飞机维修范文1
关键词：复合材料损伤；复合材料检查；复合材料修理
1.飞机复合材料
1.1 应用种类
飞机复合材料结构通常被称为"纤维增强塑料"。这是因为它使用高强度的纤维增强材料，嵌入在一种树脂基体里，以层或层片的形式叠加起来，形成层板。然后使用一种精确控制的加压加热工艺把该层板固化为一种非常坚固和坚硬的结构。
组成飞机复合材料的组元有纤维增强材料，基体和界面层（图1）。纤维增强材料体是承载的组元，均匀地分布在基体中，并对基体起增强（韧）作用；基体是起着连接纤维增强材料，使复合材料获得一定的形状，并保护纤维增强材料的作用；界面层是包覆在增强体外面的涂层，其功能是传力，同时防止基体对纤维增强材料的损伤，并调节基体与纤维增强材料之间的物理、化学结合状态，确保纤维增强材料作用的发挥。通过界面层产生的复合效应，可以使复合材料超越原来各组元的性能，达到最大幅度改善强度或韧性的目的。飞机复合材料不但是多组元的材料，而且，材料的机械性能和物理性能随方向而变化，也是各向异性的材料。
2.复合材料的损伤
2.1 复合材料基体树脂裂纹损伤
复合材料层合板在承受拉伸载荷或交变载荷时，我们首先能在偏轴层内观察到基体裂纹。最早出现裂纹的往往是90？铺层，其后是其他偏轴层。一般说来，相对轴向载荷方向的角度越小，越不容易形成基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹是偏轴层内的主要损伤形式。基体树脂裂纹的起始依赖于该层内的应力水平。只要层内的应力水平达到了基体树脂材料的破坏强度，或者虽应力水平低于基体树脂的破坏强度，但经过足够的载荷循环，偏轴层内就会出现基体树脂裂纹。偏轴层内的基体树脂裂纹损伤与铺层顺序有关。例如，[0/90/ 45]s层合板90？铺层中的裂纹比[0/ 45/90]s层合板90？铺层中的裂纹多。所有偏轴层的裂纹加在一起，有60%～90%的裂纹产生在20%疲劳寿命以前。但是，出现大量的基体树脂裂纹并不影响构件应用时的安全性，大量的静力试验和疲劳试验都证明了复合材料具有独特的"损伤-安全"特性。
2.2 复合材料撞击损伤
复合材料耐撞击的性能较差。常会因受到外来物撞击而产生损伤。当撞击能量低于某个水平时，虽然目视不能觉察到损伤，这种损伤可能导致强度显著降低。复合材料结构在使用过程中，可能会因受到撞击而产生各式各样的损伤，可分为硬物体撞击和软物体撞击损伤。
硬物体的撞击往往是引起复合材料的局部损伤，可能导致复合材料强度明显下降，甚至在短时间的疲劳过程中发生疲劳破坏。飞机起飞和着陆滑跑时跑道上的石子以及空中飞行时遇到冰雹，都可能使复合材料构件产生撞击损伤；另外，在制造和维护过程中，不正确的维护行为，例如跌落工具的撞击等也会使复合材料构件产生撞击损伤。
软物体的撞击主要是指飞鸟的撞击。这种撞击有时直接造成结构破坏，有时只引起局部损伤。主要取决于撞击物的质量、材料、撞击速度、几何形状和撞击时的偏斜角度。
2.3 复合材料层间分层损伤
在面内轴向载荷作用下，沿着复合材料构件边缘会产生层间应力或压应力（垂直层合板平面方向）。如果外载荷（静载荷）引起的层间应力是拉应力，并且超过了材料的层间强度，那么自由边缘处将会产生分层。应当指出，当交变应力水平低于开始分层的静应力水平时，在疲劳寿命初期也可能产生分层。
复合材料层合板的铺层顺序将决定在自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力还是压应力。例如，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，自由边缘处产生的层间法向应力是拉应力，而在压缩载荷作用下所产生的是压应力，所以，[30/90]s层合板在拉伸载荷作用下，将产生广泛的分层损伤，而在压缩载荷作用下，不会产生如此严重的分层损伤。原因是它在压缩载荷作用下，自由边缘处的层间法向应力是压应力。[90/30]s层合板在压缩载荷作用下，自由边缘处产生层间拉应力，所以它在压缩载荷下产生分层损伤。另外，还应指出，两个90？铺层粘贴在一起，易在自由边缘处引起分层损伤。采用缝纫或编织布包覆边缘的方法和提高基体材料的层间强度，都可以提高层间抗分层破坏的能力。
3.复合材料损伤的修理
3.1 复合材料修理设备
在复合材料结构修理固化过程中，需要对修理部位进行加温；在修理过程中，常用的加温设备有烘箱和加热毯，也可以选择使用热压罐。热压罐使用正压来压实材料铺层，同时使用氮气和空气的热混合气体，通过高速循环来固化材料。烘箱使用真空袋内的负压来压实材料铺层，同时使用高速循环的空气来固化材料。加热灯用于固化低温修理。加热灯与修理表面的距离将决定修理部位的温度，需要一个可调节的支架来变换到修理部位的距离。加热灯不能接触或接近修理部位或部件，否则会造成修理区域或部件的损坏。同时可以使用热电偶来测量表面温度，如果在加热灯直接光束下的温度比较高，可以使用热补仪控制器来控制加热灯的温度。电热毯由两层硅胶夹一层金属电阻加热元件构成。复合材料修理使用每平方英寸上输出5瓦功率的电热毯。为确保修理部位的边缘也能充分固化，应使用比修理区域大4英寸的电热毯。
在修理中可以设定一个指示最高温度的热电偶来控制修理固化周期，热补仪在修理固化周期中可以监控真空袋中的真空水平，如果真空袋出现异常，热补仪会发出报警。
3.2 复合材料修理辅助材料
辅助材料是修理完后它并不成为修理部件的一部分。辅助材料指的是在修理过程中被用来辅助固化工艺或帮助固化达到正确的纤维-树脂比率的材料。（图2）
辅助材料有：分离膜/织布、吸胶材料和透气棉、真空袋膜、做真空袋的密封胶带等。这些材料有不同的成分、厚度和温度范围可供选择。分离膜/织布在需要控制树脂流动的情况下使用，或与树脂/胶黏剂接触使用。无孔分离膜/织布作为一种隔离物，起隔离作用。有孔分离膜/织布允许树脂和空气通过，在固化之后可以轻易地从部件上去除。吸胶材料和透气棉可以是同一种材料，但有不同的应用。这种材料吸收力强，多孔，通常由聚酯材料制成。吸胶材料用来吸收部件上的多余树脂，给树脂固化时的化学挥发物以及空气提供通道，便于它们在固化过程中逸出。透气棉通常用于不与树脂接触的情况下，只在真空袋膜与其他真空袋材料之间使用，为空气从铺层的逸出提供通道。密封胶带用于部件和真空袋膜之间，起空气密封作用，产生修理所需要的真空压力。
3.3 复合材料修理材料
1.树脂材料：树脂用于浸渍纤维织物，树脂是双组分环氧树脂系列。在两组分混合使用前，各组分可以在室温下保存。
2.纤维织物：纤维织物（纤维织物和纤维单向带）是湿铺层修理的铺层材料。湿铺层修理由用户采用纤维织物浸涂树脂进行的铺层修理。
参考文献
[1] 田秀云，杜洪增等.复合材料结构机维修，中国民航出版社，1996
[2] David L. Brewer .An Introduction to Advanced Composite Structures Repair.Aircraft Maintenance Technology 2000
[3] 波音公司.composite repair for technicians.1998
[4] 刘德忠，费仁元等.制造工程组织学.科学出版社，2005
[5] 石振海，李克智等.航天器热防护材料研究现状与发展趋势.材料导报.2007年08期
飞机维修范文2
【关键词】飞机维修库；灭火分区；灭火系统；警报系统
0.引言
随着国民经济的不断发展，我国的民航的规模也在不断的发展壮大。根据资料显示目前我国民航有2000多架大中型飞机，随着民航业的发展这个数字还在不断的增加。而随着服役飞机的增多，飞机维修厂的火灾问题也逐渐进入了人们的视野。虽然近些年各个大型的飞机维修厂不断进行着配套设施的建设，但是火灾仍然是导致飞机损失的一个很大的因素。本文就飞机维修厂火灾的原因和特点进行了解释，并对如何预防与扑灭突发性火灾做了系统性的讨论。
1.飞机维修库发生火灾的原因和特点
1.1引发飞机维修库火灾的原因
（1）飞机在维修过程中因为燃油泄漏而引起火灾：根据资料显示航空汽油发生爆炸的极限温度是-36℃-7℃，航空煤油爆炸的极限温度是27℃-86℃。因此，一旦飞机在维修的过程中发生燃油泄漏情况，若遇到明火便会发生火灾。但是飞机在进库维修时难免会带有大量燃油，因此燃油泄漏是导致飞机维修库火灾的一个重要因素。燃油泄漏主要有两个原因：一是油箱在焊接过程中接头、阀门等部分没有连接好从而导致的燃油泄漏；二是飞机在飞行过程中由于震动或撞击而导致油箱破裂。
（2）燃油产生静电而引起的火灾：航空燃油很容易产生并聚集静电甚至能达到很高的电位。而这些静电不管对机还是燃油都会造成很大的威胁。如果在飞机加、放燃油的过程中，家、放燃油的设备连接不好就可能导致静电放电，从而导致火灾。
（3）飞机维修过程中使用易燃品引起的火灾：飞机在维修过程中往往会用到清洁剂、溶剂油和油漆等易燃物品。在飞机维修过程中出现在的违章焊接、静电放电等都有可能引燃这些易燃物品从而引起火灾。
（4）飞机的氧气系统：现在飞机都装有自身的氧气系统，在发生火灾时氧气系统的泄漏会加剧火灾的程度。
1.2飞机维修库火灾的特点
对机维修库火灾的特点而言，包括以下几个方面：（1）火灾发生突然且燃烧迅速：飞机维修库火灾发生一般具有突然性，且因为飞机本身采用易燃金属材料和带有航空燃油导致火灾发展很快；（2）扑灭困难：飞机本身建造采用易燃金属钛合金，这种金属一旦燃烧火势十分凶猛，用一般的灭火剂很难扑灭。除此之外飞机上的燃油也是造成火势难以扑灭的很大原因。（3）造成经济损失巨大。
2.飞机维修库火灾预防办法
飞机维修库的火灾预防措施一般要有三部分构成：灭火分区、灭火系统和火灾警报系统，具体内容如下：
2.1灭火分区
一般灭火分区按照飞机维修库的维修位置进行布设，一般要求每个灭火分区保护范围不超过1400平米。在每个灭火分区内安装泡沫―水雨淋系统，并在大厅内设置三种火灾探测器：火焰探测器、红外感烟探测器和感温探测器。一旦这三种探测器中的两种发出火灾报警信号，则泡沫―雨淋系统就会自动启动来对飞机维修库进行降温、灭火，若火势扩大或偏离时手动开启或关闭泡沫―水雨淋系统。
2.2灭火系统
目前飞机维修库用到的灭火系统主要由以下三种：泡沫―水雨淋系统、翼下泡沫炮灭火系统、泡沫枪、消火栓系统构成。
2.3火灾警报系统
目前比较常用的火灾警报系统主要有三种：火焰探测器、红外感烟探测器和感温探测器。一般飞机维修厂的火灾警报系统会安装在维修厂的大厅。其中火焰探测器和红外光束感烟探测器比较适于安装在飞机维修厂的工作区；感温探测器一般安装于屋顶的承重装置；而对于地沟和地下室这种有可燃蒸汽聚集的地方一般采用可燃气体探测器。
（1）火焰探测器。目前用到的火焰探测器有两种：一种是对波长较短的光辐射敏感的紫外线探测器；而另一种则是对波长较长的光辐射敏感的红外线探测器。这种探测器一般会安置机维修厂工作区，它对于火焰燃烧时的特征光谱响应。火焰探测器对于火灾早期的预警工作效果较好，对火灾的响应速度快、准确率高。
（2）感烟探测器。感烟探测器由发射器、接收器和分析仪三部分构成，其中发射器和接收器沿机库纵轴方向分别安装于机库网架的前后两端。它的优点是保护区域大、距离远。
（3）感温探测器。感温探测器内置感温元件，其通过这些感温元件来探测火灾现场的温度变化。我们一般使用感温电缆来作为飞机维修厂的感温元件。一般情况下我们将感温电缆沿机库纵轴方向布设于网架区域中弦处，然后在网架前后端间折返绕行布置，形成一定宽度的保护区域。
（4）图像监控报警系统。图像监控报警系统的作用主要是减少火灾的损失，它的作用机理如下：首先图像监控报警系统通过空间坐标来换算出火灾发生的位置，然后与火灾自动报警系统进行连接，进而实现火灾探测设备和监控摄像头之间的链接，最后通过控制灭火设备实现精确灭火，从而最大限度的减少火灾损失。
3.如何扑灭突发性火灾
在火灾发生后，浓烟会随着火势向上翻滚，此时安装在飞机维修库内的火焰探测器和红外感烟探测器会发出警报，此时以火源点为中心大约60m直径水平范围内所有分区系统的泡沫―水雨淋阀组会同时启动，自动对屋顶承重构件降温，并对飞机和地面灭火。当火势扩大或灭火范围偏离时，手动按每隔约10m的范围依次启动着火区域的雨淋阀，相应依次关闭最左或最右区域的雨淋阀。
4.结语
本文中分析了飞机场火灾发生的原因和特点，并针对这些特点提出了灭火分区、灭火系统和报警系统三者结合的预防和扑灭突发火灾的措施。而随着航空科学技术的不断发展，在将来的飞机维修库建设中，需要在进一步检验上述防火技术的基础上，发展更合理、有效的新型飞机维修库防火技术，以确保飞机维修库消防系统的正常运行。 [科]
【参考文献】
[1]孟程.飞机维修库消防工程实例[J].基建优化，2005，26（5）：122-123.
飞机维修范文3
关键词：机库；设计；静力分析；动力分析
中图分类号：G424 文献标识码：A 文章编号：1009-3044（2014）20-4847-02
Repair of an Aircraft Hangar Space Truss Design
BA Shi-cang
（Eastern Airlines Yunnan Branch.， Kunming 650200，China）
Abstract： Based on the three layer board steel grid roof shape of a project aircraft repair center， steel grid design software MSTCAD to carry on the analysis and design of static； and SAP2000 is used for seismic response spectrum analysis of the overall structure， this paper can provide reference for the design of grid structure of other long-span aircraft repair hangar.
Key words： hangar； design； static analysis； dynamic analysis
随着科学技术日新月异的进步，航空、航天事业的发展，飞机的设计不断地推陈出新。大型飞机的不断涌现，必然导致大跨度维修库应运而生。以目前对维修库的净跨要求来说，维修库的跨度基本都在60m以上，已经属于大跨度结构。另外，飞行频率的增大也对机场配套设施如飞机库的构造和功能提出了更高的要求[1]。
飞机库以其大跨度、大开口、悬挂吊车的大起重量，对屋盖的结构形式要求很高。网架结构因其突出的优势，可以满足飞机库建筑的需要，在国内外已应用于越来越多的飞机库[2～4]。由于机库的特殊要求，上部网架只能采用三边支承的结构形式，即内部空间大，中间完全无柱，大门处完全开敞，便机停靠及内部设备布置。但是屋盖结构仅三边支承，结构体系严重不对称；为了调整结构刚度趋于均匀，通常在大门口部设置边桁架结构。同时也为可移动的机库大门提供上部支点。
针对某飞机维修机库项目的方案设计，结合机库设计的理念及方法，该文着重介绍该机库的结构方案设计思路及方法。
1 工程概况
某工程飞机维修中心机库是一座能同时容纳两架B737-600型飞机的维修机库，机库大厅平面尺寸为85m×58.5m，建筑物结构的安全等级为二级，建筑物设计使用年限为50年，建筑物抗震设防烈度为7度，设计基本地震加速度值为0.15g，设计地震分组为第一组；建筑抗震设防类别为重点设防类。结构平面布置形式为：大门所在的前边一侧全部开敞，其余三边设置支承柱。机库屋盖结构采用斜放四角锥三层钢管网架与大门开口边钢桁架相结合的方案。节点采用焊接空心球节点；大门边桁架采用由水平支撑连接的钢桁架，屋盖及大门桁架结构共有杆件6089根，节点1511个。杆件选用φ60mm×3.5mm到φ219mm×14mm的13种圆钢管，其中φ180mm×10mm及以上的杆件为Q345无缝管，其他为Q235焊接管。大门处钢桁架高10.7m，网架矢高7.20m，结构找坡5%，背立面网架高4.5m。
机库结构的三边支承柱为25根钢筋混凝土柱。其中：大门柱4根，采用矩形现浇混凝土实心柱，截面1.4m×1.0m，角柱2根，采用正方形线浇钢筋混凝土实心柱，截面1.2m×1.2m。边柱10根，后柱9根，采用矩形现浇钢筋混凝土实心柱，截面1.2m×0.6m。侧向柱距5.0m，9.0m，后侧支承柱距8.5m。左右两侧支承柱各自在中部设置两个柱间支撑节间，后侧柱列设置两个柱间支撑节间，柱间支撑均采用上下两个X形支撑。
2 结构分析
网架上弦恒荷载0.7kN/m2，下弦恒荷载为轨道重量；屋面活荷载：0.5kN/m2；基本风压0.45kN/m2；屋盖下弦悬挂起重量5t五支点电动悬挂吊车。按现行荷载规范（GB50009-2001） 进行荷载工况组合，其中考虑温度作用（±25℃）以及水平和竖向地震作用。
2.1 结构静力分析
采用浙江大学空间结构研究所开发的MSTCAD对机库屋顶网架结构进行建模。为了简化计算，将下部框架柱等效为弹性支座，柱间支撑顶部的支座在支撑平面内视为固定。所以ZZ4，ZZ5，ZZ6，ZZ20，ZZ21，ZZ22的Y向设为固定，ZZ11，ZZ12，ZZ14，ZZ15的X向设为固定。通过MSTCAD的满应力优化设计，计算结果显示：屋盖结构中内力绝对值大于600KN的杆件均出现在大门桁架上，跨中杆件最大拉力为2466.2KN，可见大门桁架处承担了很大的竖向荷载，起到了约束屋盖结构变形的边梁，对网架自由边提供了弹性支承。机库内侧桁架杆件内力略大于外侧，表明大门处双榀桁架具有良好的空间共同工作性能，下弦杆将荷载传递给后侧及两侧的框架柱上，有效地减轻了大门处桁架的负担。
为保证屋盖正常使用状态，该文对屋盖进行了挠度计算，大门桁架最大竖向挠度出现在跨中位置，最大挠度值为165mm；屋盖最大竖向挠度出现屋盖跨中且靠大门1/3处，其挠度为大门桁架与网架跨中竖向变形相叠加的结果，最大挠度值为176mm，小于规范限值L/300（L为网架短向跨度）。
静力分析结果表明，大跨度机库屋面材料较轻，结构自重较小，五支点悬挂吊车荷载在全部竖向荷载中占很大的比例，对结构构件的内力与变形会产生很大的影响。吊车荷载参与的组合对于大多数屋盖杆件其控制作用，吊车经过处与节点相邻的腹杆内力很大，是恒荷载作用内力的几倍，且引起内力的反号，因此，吊车荷载是大跨度屋盖结构设计的主要荷载之一，各种吊车运行的工况都必须从分考虑到！准确来讲，吊车荷载作用到屋架可以按影响线的方法算出最不利杆件内力，而网架是多次超静定结构，按原理做出空间影响面求最不利内力，但由于计算影响面工作量繁多，且网架结构形式不同，影响面也不同，对于工程设计来说是没必要的，所以，该文还是按照最原始的办法及排列组合各种吊车荷载位置，将吊车轨道认为是固定于网架上的简支梁，取每个节点上所受的最大值。由于维修机库吊车使用频率低，运行速度较慢，故设计中不考虑该结构的疲劳。
2.2 结构模态分析
采用美国CSI研发的SAP2000对整体结构进行建模并进行结构模态分析，结构的质量分布与其重力荷载代表值一致，依据《建筑抗震设计规范》（GB50011-2001） 重力荷载代表值取（1.0恒载+0.5雪荷载）。
通过多次的结构优化，机库整体刚度趋于对称。由输出数据可看出（具体数据略去），结构频率相当密集，大多数振型包含了两种以上的振动，具有耦连性，由此反映出大跨度屋盖结构动力特性的复杂性，改变任何一个设计参数，都会引起频率的改变[5]。优化后所选取计算振型数满足我国结构规范提出的结构模态分析中所考虑振型质量累计参与系数的要求，《高层建筑混凝土结构技术规程（JGJ3-2002） 》中5.1.13条第二款规定的“计算振型数应使振型参与质量不小于总质量的90%”。低阶振型没有出现明显水平扭转，说明该结构具有良好的抗扭刚度。开敞处的边桁架与并列门柱对整体结构起到很好作用！
2.3 结构抗震分析
采用SAP2000对整体结构在多遇地震作用时进行了双向振型反应谱弹性分析；取前60个振型，用CQC法组合。阻尼比取为0.035。
依据《建筑抗震设计规范》（GB50011-2001） ，构件的地震作用效应与其他荷载效应的基本组合，考虑水平和竖向地震作用按下式计算：
[S=γGSGE+γEhSEhk+γEvSEvk+ψwγwSwk] （1）
验算的荷载组合有：1.2恒载+0.6活载+1.3水平地震作用（X，Y向）；1.0恒载+0.5活载+1.3水平地震作用（X，Y向）；1.2恒载+0.6活载+1.3竖向地震作用；1.0恒载+0.5活载+1.3竖向地震作用；1.2恒载+0.6活载+1.3水平地震作用（考虑双向地震）+0.5竖向地震作用；1.0恒载+0.5活载+1.3水平地震作用（考虑双向地震）+0.5竖向地震作用。
根据各工况组合对网架杆件进行校核，校核结果显示，各杆件均满足要求，未出现超应力杆件。
3 结束语
本文通过对某维修机库屋盖网架结构的静动力分析可得出以下结论：
1） 对于三边支承，一边开口的大跨度网架，采用钢桁架与钢网架的组合结构能够获得较好的空间力学特性，是不超过100m跨度机库的优选方案。
2） 当大跨度屋盖采用斜放四角锥网架时，能够有效地将荷载传递到两侧及后侧框架柱上；屋盖最大变形出现在跨中且靠大门1/3处。
3） 大跨度网架结构的水平刚度与竖向刚度比较相近，水平与竖向抗震设计同样重要；大跨度网架结构部分杆件的水平地震反应可能大于竖向地震反应。
参考文献：
[1] 蓝天.空间结构的十年――从中国看世界[C]//第六届空间结构学术会议论文集，1992.
[2] 丁芸孙.大跨度飞机库空间结构设计的交流探讨.空间结构热点工程技术交流会，1998：13-25.
[3] 丁芸孙，朱坊云.中型大跨度飞机库空间结构设计介绍[C]//第十届空间结构学术会议论文集，2002： 573-579.
飞机维修范文4
关键词：民航飞机维修；外委工作；质量控制
DOI：10.16640/ki.37-1222/t.2016.14.217
民航飞机维修是一个集各种专业于一身的综合产业，其主要的维修业务可以按照不同的特点分成航线维修，机体维修，部件维修，发动机维修四大板块[1]。在这些维修类型里面还有更多的细分，如钣金修理，复合材料修理，起落架修理，电子部件修理，机械附件修理等等，另外还有一些是像无损检测，热处理，电镀，喷丸，焊接等类的特殊工艺。一家即使是规模非常庞大的维修企业也不可能同时具备如此多的维修能力，一旦维修中遇到超出能力的工作，只能寻求这些工作的外委。但是外委工作产生的一系列责任都需要由维修单位来承担，因此对这些外委工作的质量控制就显得尤为重要。
1 建立外委维修质量控制体系的原因
对外委维修的质量控制是世界上众多民航局规章里都有明确要求的，如中国民航局适航规章CCAR145，美国联邦航空局FAR145，欧洲航空安全局EASA145等及其它中众多民航局的适航法规都提出了详细的要求。
其中中国民航规章CCAR145的要求：维修单位可以对维修许可证限定范围内维修工作中个别专业性较强的工作环节或者子部件修理等部分维修工作选择外委维修。除按照国家有关标准取得相应批准的特种作业单位外，国内维修单位的外委单位应当具有维修许可证；国外或者地区维修单位的外委单位应当获得本国或者地区民航当局的批准。维修单位选择外委维修的，应当建立在质量系统控制下的评估制度[2]。其他国家的民航规章和这个要求也是类似。
另外不仅是民航规章的要求，维修企业在完成机体维修的过程中需要整合各种资源来完成所有工作包中的例行工作以及衍生出现的非例行工作，涉及到外委的部分产生的维修质量必须要得到有效的控制才能够保证整个维修完成的产品质量可控，减少因为外委工作出现的问题导致后续的不可控因素[3]。因此，这也是维修单位保证自身产品质量的一个重要环节。
2 外委维修提供商认可审查
2.1 文件型审查方式
一般的，因为外委的维修单位数量众多，一个规模一般的公司不能对所有的外委单位进行实地审查，所以采用文件审查的方式是比较普遍的做法。文件审查并不是就降低了审查的标准，各种可以证明外委单位资质的文件需要完整地提供才能通过审核。对于外委单位，它需要提供相关的工商营业许可证，表明其维修能力的各种类型的维修许可证，维修能力清单，其他补充性文件，例如质量体系认可证书（ISO9000或者AS9100系列），还有一些民航业内供应商体系专业认证（如民航维修协会供应商认证证书，美国航空供应商协会ASA认可证书，欧洲航空供应商协会EASO认可证书等），这些文件可以证明外委维修单位在质量控制体系上可以满足相关民航规章的要求[3]。
在满足法规要求的基础上，维修单位通过调查表格提出其特定要求，通过获得其质量手册等方式来确定其符合这些特定的要求。然后还可以获得一些维修工艺记录，放行证明文件等样本来进行判断。最后还可以要求外委单位提供一些附加说明文件来提供作为参考。在综合评定后，认可外委维修单位符合条件的，可以提交公司质量经理批准其正式成为外委维修提供商。
2.2 实地审查方式
运用文件审查是比较简单高效的认证方式，可以节约成本并提高效率，但是存在一些无法实地验证的情况，所以对于重要的外委单位，如外委工作的量占到本公司较大比例的，另外一些对工艺要求严格的特种作业，还有一些在维修环节别重要，如果执行不好可能影响到飞行安全的，这样要加强审查的力度，实地审查是最有效的验证手段。另外，还有的外委维修单位在没有获得民航局维修许可证的情况下，如果向其委托维修工作必须进行实地审查，并且将其纳入到自身的质量控制体系下。
实地审查前需要根据外委维修的业务内容有针对性的制定审核检查单，具体内容既要符合民航规章要求，还要适当加入维修单位自身特定要求，特别是涉及到外委维修的具体工作部分，对工艺质量控制的要求必须严格审查。在完成实地审查后，对发现问题要安排外委维修单位进行整改，经验证符合要求后关闭审查报告由质量经理批准成为外委维修提供商。
2.3 外委维修商控制
完成外委维修商的批准后，需要把外委维修商纳入到外委维修商清单中，并且对供应商的有效期进行控制。一般的，外委维修单位批准有效期是两年，维修公司需要每两年进行重新评估。另外，这些外委维修单位提供的一些证件、许可的有效期可能在两年内就失效了，因此控制其持有的证书有效性也是一项重要工作，需要随时联络外委提供商获得更新后的资料[4]。
3 外委工作的质量控制
3.1 外委维修工作质量控制基本要求
外委维修质量控制包括对外委单位人员资质审查，外委维修工艺编制，维修所需的工具设备，航材物料符合性等。对于外委维修单位的人员资质，一般按照其自身质量手册的程序确定符合授权的要求，也有按照维修单位的要求进行单独授权的，需要获得其相应的资格证明文件来审查[5]。外委的维修工艺文件，可以由外委单位编制，但是要由维修单位自身的工程部门进行把关批准。维修所需要的工具设备和航材物料，应该完全满足维修工艺的要求，如果不能完全符合的，由技术工程部门进行等效评估，并提供证明文件。
3.2 实地维修质量控制
当有一个产品需要发送到外委维修单位进行维修时，维修单位可以派遣自身具有相应维修工艺经验的人员进行实地监控，派出的人员自身资质也应该得到相应的培训和授权，保证维修质量处于完全的有效控制。对于实施维修工艺中出现的任何偏差，派出人员都有责任立即让外委单位及时纠正偏差[6]。
4 外委维修提供商的持续质量监控
除了对实际的维修工作需要按照上述的要求进行严格的质量控制外，对外委维修提供商的持续质量监控是非常必要的。因为外委维修单位会随着其运营产生一些变化，能否保证其质量控制体系持续有效是一个需要考虑的因素。因此，除了每两年进行的文件或者书面审查外，维修单位还需要建立一个持续评估的机制。
对于维修单位使用的外委维修单位，供应部门设定一个年度外委单位维修质量评价程序，包括部件送修或者加工返回时接收检验的合格率，安装测试后的不正常率，出厂后客户反馈的质量情况，按照出现的异常情况进行统计，完成评价排名后提交给质量部。质量部按照各外委单位的质量评价安排后续的跟进，比如需要安排特别实地审查的，质量问询的等。质量部可以要求其提供持续改进计划和措施，在不能满足要求的情况下，可以通过暂停或者取消外委批准资质，待其整改完成确定可以恢复资格的重新安排外委工作。对于持续不能达标的外委单位，应该坚持从批准的清单中清除。
5 总结
维修单位的外委工作是整个维修体系中占到工作比例比较小的部分，但是因为其不可控的因素比较多，并且可能严重影响维修整体质量水平，所以外委维修的质量控制是整个公司质量体系中很重要的一环，也是民航局相当重视的环节。维修单位需要按照自身业务的特点，参考规章的要求，有效地建立外委维修提供商的控制流程。提高外委维修的质量是保证民航维修整体质量的重要工作之一，做好外委维修工作质量控制可以为保障民航飞机飞行安全增加保障系数，是每一个维修单位都需要落实的事项。本文提出的这些方法可以用于维修单位建立起相对完整的控制体系，能够为维修单位提供有效的借鉴。
参考文献：
[1]王宁，李勇，黄则勇，夏军.航空公司外委工作的质量控制[J]. 中国民用航空，2013（11）：37-39.
[2]中国民用航空局.《民用航空器维修单位合格审定规定》（CCAR-145R3）中国民航维修网，2005（09）.
[3]钟发区，白晓琳，蒋平清，魏国.国内飞机工程管理与外委探索[J]. 中国民用航空，2014（10）：23-26.
[4]白云飞. 航空公司外委维修工作质量控制[J].中国民用航空，2014（10）：29-31.
[5]秦晓帅.浅谈飞机维修外委环节的质量控制[J].科技创新与应用，2012（17）：96-96.
飞机维修范文5
关键词： 故障诊断； 数据库； 远程专家支持； 中央维护系统； 信息化
中图分类号： TN711?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2013）23?0009?04
Research on fault diagnosis and maintenance system for new aircraft
YU Kai1， XU Zhi?bing1， HAO Shun?yi2
（1. Jiangsu Jinling Machinery Manufacturing Plant， Nanjing 211106， China； 2. Air Force Engineering University， Xi’an 710038， China）
Abstract： In view of the problems such as complex structure and difficult maintenance of the aircraft avionic system， a highly informationalized fault diagnosis and maintenance system was established. The fault data and maintenance database sharing information is transmitted through network. The maintenance of aircraft， aircraft fault diagnosis and troubleshooting are realized by using fast fault diagnosis， enhanced fault diagnosis and remote expert support diagnosis. According to the working modes， the cost of maintenance was reduced and the flight efficiency was improved.
Keywords： fault diagnosis； database； remote expert support； CMS； informatization
随着飞机机载电子技术的发展，设备复杂度、集成度不断提高，机载中央维护系统（OCMS）逐渐成为飞机航空电子系统的重要组成部分之一。然而，在飞行中出现的空中故障、偶发故障、故障虚警等情况给地面维修工作带来很大困难。如何更好发挥中央维护系统的功能，如何有效提高地面维修人员故障排除效率，都是值得思考的问题。因此，与新型飞机相配套的故障诊断维修体系研究是十分有意义的。
1 故障诊断维修体系架构设计
1.1 整体架构
故障诊断维修体系构建以故障诊断应用平台为中枢，机载中央维护系统（OCMS）作为激励源，综合化数据支持库存储维修信息，利用分布式网络支撑平接便携辅助维修装置、中央维护系统地面站、远程专家支持终端协同工作的故障诊断架构，如图1所示。它具有故障诊断与隔离、维修方案制定与下发、故障案例形成与存储、信息交换与共享等功能，实现更加快速精确的故障诊断，帮助维修人员以最佳途径完成排故工作。
图1 故障诊断维修体系的架构图
维修人员使用便携式维修辅助设备（PMA）、中央维护系统地面站（CGS）等前端硬件支撑设备，实时掌握当前飞机的技术状态、放飞与维修记录、飞机故障信息等重要数据。当飞机有故障时，该诊断体系将结合维修信息数据库的资源，采用先进的诊断、预测、决策技术，生成故障诊断信息和排故方案，故障排除后形成故障案例并对案例记录、存储。综合化数据支持库还包括了完整的技术资料信息，与维修活动相关联的构型数据，设备的履历信息，飞机整机、部件的测试策略库，以及支持维修过程中操作使用的视频教程等资料。在网络支撑平台上，采用了客户端/服务器（C/S）和浏览器/服务器（B/S）融合的多层运行方式，为联接入网络上的设备建立物理链接；通过客户端、浏览器、服务器上的应用软件以灵活多样的形式开展维修信息的共享与融合，实现不同诊断维修工作模式下对数据库的操作需求。同时，远程专家支持平台中的专家终端可以通过远程支持服务器实现远程故障诊断与排故指导、数据库信息确认与更新、故障诊断规则与算法优化。
1.2 硬件组成及其功能
故障诊断维修体系的硬件载体主要由故障诊断维修服务器、维修信息数据库、远程专家支持终端、便携式辅助维修装置和中央维护系统地面站五部分组成，如图2所示。
图2 硬件组成图
1.2.1 故障诊断维修服务器
诊断维修服务器作为体系的核心部分，通过对飞机故障、状态信息提取出的特征数据进行分析，选择合适的诊断规则并建立诊断模型，获取飞机故障的最佳一致性诊断结果，然后为维修人员制定出维修方案。服务器中包含了诊断规则表及相应的诊断算法程序（如神经网络、卡尔曼滤波器、ARMA模型、D矩阵等）。该服务器还能够管理PMA和CGS设备，对这些设备上的软件程序进行安装、参数配置与升级；对设备大容量存储器与维修数据库上的信息进行同步。
1.2.2 数据库服务器
维修信息数据库存储着飞机技术资料、飞机使用维修技术数据、故障诊断案例等信息。在飞机使用和维修过程中，数据库将不断更新和完善，是故障诊断体系的关键要素。
数据库服务器是提供访问和管理维修信息数据库操作的软、硬件集合。它将对数据库进行统一的管理和控制，实现不同用户根据其访问权限对数据库进行相应操作，以保证数据库的安全性和完整性。通过网络联接上服务器后，维修人员可以访问数据库中的数据，远程专家终端和数据库管理人员也可以进行数据库的更新、维护工作。
1.2.3 远程专家支持终端
远程专家支持终端实现了维修人员与飞机研制专家之间的诊断维修资源共享。研制单位的技术专家对飞机故障提供远程诊断服务，加强了状态信息诊断的准确性，为维修人员提供了准确的技术指导和决策支持。利用网络支撑平台，专家终端还可以对维修信息数据库的更新内容进行确认；对诊断维修服务器上的诊断策略与算法进行优化。
远程故障诊断服务是由维修人员提出申请，远程支持服务器建立网络通道为专家终端提供远程支持服务。远程支持服务器完成以下任务：实现维修人员和后方专家进行视屏会议、电子白板、在线讨论，实时交流解决问题；实现将现场测试数据、判定数据、BIT数据等发送给专家终端，专家对故障信息进行会诊。专家完成诊断分析后及时将诊断维修方案反馈给维修人员；实现远程在线检测飞机故障，采集飞机运行时的状态信息，专家可以对飞机进行交互式、可视化诊断。
维修人员定期对飞机保障过程中采集的故障信息、状态数据进行统计分析，并形成反馈数据包（包括故障数据、飞机技术状态数据、产品问题、故障诊断模型及算法修订建议、维修预测模型及算法修订建议等内容）。这些数据包将反馈至专家终端，经过专家分析、确认后再将数据库内容和服务器算法进行同步更新。
1.2.4 CGS中央维护系统地面站
中央维护系统地面站作为诊断维修体系的前端设备之一，协助PMA对飞行后的飞机维护信息进行分析、判断与筛选处理。CGS对OCMS与PMA诊断的结论做进一步的汇合，为诊断维修服务器开展增强故障诊断提供准确的预处理数据。同时，CGS还实现飞机技术状态管理、飞机使用时间管理、电子履历信息管理、飞机技术资料交互阅读和PMA数据更新管理、飞机故障案例编制管理等功能。随着飞机各系统信息化、数字化、集成度的提高，CGS能够有效管理飞机保障信息和维修数据，方便了故障诊断和维修工作的开展。
1.2.5 PMA便携式维修辅助装置
便携式维修辅助装置（PMA）是一种配合飞机现场维修使用的可移动计算机设备，如掌上电脑PDA、平板电脑或者笔记本计算机。维修人员将PMA与位于机轮舱和座舱的飞机数据检测口相连，完成OCMS数据的下载和上传，对简单故障进行诊断与排故指导；还可以根据检测需要执行特定设备的自检测，验证飞机是否存在故障。
1.3 软件设计
软件部分采用了人机交互界面层、诊断维修应用层、维修信息数据层的三层逻辑结构。人机交互界面层运行在客户端上，以Web浏览页面与Windows应用程序形式实现；应用层运行在作为维修体系中枢的诊断维修服务器上，以Web Server组件服务器与Win Form服务器端软件形式实现；维修信息数据层运行于数据库服务器上。
人机交互界面层提供了良好的交互界面服务，通过可视化界面显示信息和搜集数据。诊断维修应用层运用计算机、数据库技术将复杂的诊断规则和算法以组件的形式封装起来，实现诊断维修的关键操作。维修信息数据层存放了大量诊断、维修数据，基于关系型数据库，实现数据的存储、访问和集中管理，通过数据访问组件为应用层提供接口，保证其完整性、安全性和可维护性。
1.4 数据库构成
数据库的架构是以S1000D、S2000M标准作为数据结构的参考依据，由交互式电子手册（IETM）数据、故障案例库、测试/诊断策略数据和飞机产品数据组成。各组成数据的内容如下：
IETM数据包括了描述类信息、操作类信息、维修计划类信息、维护程序类信息、故障类信息和故障隔离类信息数据。这些数据主要来源机的设计数据、保障性分析记录及用户使用需求数据。
故障案例库主要为研制、生产和试飞过程中形成的故障信息库。这些故障信息经数据确认、特征提取、统计分析后形成了故障案例库。故障案例库主要由故障特征表、故障描述文本和故障排除方案组成。故障特征表包括了故障征兆、故障发现时间、故障发生环境特征等。每一个特征维护有置信度和权重，用于在案列匹配中计算相似度。故障案例文本支持进行全文检索，当用特征表无法查找类似案例时可以通过全文检索进行查询。故障排除方案包括故障件、故障位置、故障原因、隔离方法等内容，用于形成故障诊断维修报告。
测试策略库描述了产品测试项目的具体实现，并建立测试程序。它包括了信号建模和测试程序控制建模。信号建模是测试实现的基础，定义被测信号和测试所需的激励信号，包括信号类型、IO方向、幅值范围、频率等参数。对于总线信号来说还要对总线的协议进行建模。测试程序控制建模用于控制测试程序的执行流程，如测试程序的启动、停止、顺序、循环、延时等。诊断策略库描述了故障检测和隔离的判断标准和诊断结果。故障的检测和隔离可以采用阀值判断法，即根据测试结果是否超差进行判断。由此可见，诊断策略库中的故障模型可以是一个数值区间，也可以是一个计算公式。诊断结果主要包括了故障模式、故障位置、故障原因、故障影响等信息。
产品数据是飞机技术文件所规定产品在使用特征和性能差别上的信息集合，是飞机技术状态标识的重要手段。在维修过程中，产品数据将记录飞机不断更换故障件、不断改进设计的情况，还包括了主要机载设备的安装结构、安装位置、安装数量、工作的执行间隔和累积时间等信息。数据库通过对维护产品数据可以实现对飞机使用阶段技术状态的掌握。
飞机维修范文6
民用飞机维修成本包括直接维修成本(Directmaintenancecosts，DMC)和间接维修成本(Indirectmaintenancecosts，IMC)，而民用飞机间接维修成本由于受各航空公司的管理水平的影响而彼此之间有很大不同，故一般讨论民用飞机维修成本是指直接维修成本。维修成本的分配是把DMC指标从上一个级别的指标分解到下一个级别。分配主要分为3个级别:系统级、子系统级和部件级。系统级是指将整机目标分解到飞机系统划分的各一级系统，并得到每个一级系统的原位人工时费、原位材料费和离位维修费;子系统级是指将系统级DMC指标分配到不同子系统，得到子系统的原位人工时费、原位材料费和离位维修费;部件级是指将子系统的离位维修费分摊到不同的部件上。不同级别上的分配都是将一个大的指标分解为若干个小的指标，使用的方法基本相同［1］。目前在成本分配时，应用于各行业较广泛的分配方法是相似分配法。
根据相似分配法，在存在一种类似机型的数据时，可根据式(1)进行分配。DMCi新=DMC新×DMCi旧DMC旧。(1)其中，DMCi新为新机的第i个子系统分配到的目标成本;DMC新为新机待分配目标成本;DMCi旧为类似机型第i个子系统分配到的目标成本;DMC旧为类似机型待分配目标成本。在存在多种类似机型数据时，需要确定各类似机型权重后结合上述方法核算，权重由数据来源与相似程度决定，取值在0与1之间。此种情况限于篇幅在此不再详述。由此可见，相似分配法对数据的依赖程度非常高，需要较丰富的数据积累，而且在多种机型存在时，确定各机型的权重也会存在主观上的偏颇，使结果容易产生较大偏差。鉴于相似分配法的不足之处，本文选择采用功能分解法。功能分解法的一般思路是首先设计功能系统图，明确功能系统的逐级划分，然后按照各功能系统的功能评价值的大小进行成本分配，此方法以价值工程为基础，不需要丰富的数据积累，并追求价值的最大化。由于我国民机事业起步较晚，累计经验数据不足，利用功能分解法将更加合理，而且，功能分解法是建立在价值工程理论的基础之上，考虑到民机维修经济性，该种方法更加适用于成本昂贵的民机维修行业。
1理论依据
价值工程(ValueEngineering，VE)，也叫价值分析(ValueAnalysis，VA)，是一种以提高研究对象的价值，以实现研究对象功能和成本的合理匹配为目的的技术经济分析方法［2］。1947年由美国通用电器公司工程师麦尔斯首创，20世纪70年代末期引入我国，得到广泛应用，取得显著效果。美国国防部在积极采用VE方法后，装备采办每年可节约20～30亿美元的经费。价值工程已成为大幅提高经济效益的强有力手段。价值工程原理可用公式V=F/C来表达。其中，V为价值，F为功能，C为费用。价值工程的基本思想是在可靠地实现使用者所需功能的前提下，努力寻求寿命周期成本最低的创新方案，以达到合理有效地利用资源、提高对象价值的目的。
利用价值工程理论实施成本管理具有以下特色。1)在视角上，它是从产品的功能和成本的关系上考虑问题。功能是决定成本的内在决定性因素，产品功能越强大，成本就越高;而产品功能的确定是以用户需求为前提，功能超出用户需求，将视为产品功能溢出，必然要增加不必要的成本，而成本超出功能要求的费用付出，则必须降低成本，使之与功能要求匹配。2)在成本管理范围上，它考虑的是产品寿命周期成本;产品寿命周期成本是用户的真实成本付出，对用户来讲有更广泛的意义。3)在方法手段上，它充分地将技术和经济结合在一起，使产品成本得到最大幅度的降低。4)在活动过程上，它把成本控制放在事前进行，从设计方案开始，直至使用维护、报废维修的每一阶段的成本支出都要在事前考虑。因此，民用飞机维修目标成本分配作为维修成本管理的重要步骤，在实施过程中，可以应用价值工程理论，通过确定在功能和成本达到最佳匹配时的功能评价值来间接获得进行成本分配时的成本系数，实现成本的合理分配。由价值工程原理可知，当功能和成本实现最佳匹配时，有公式(2)成立［3］。Vi=Fi/Ci=1，即Fi=Ci。(2)其中，Vi为功能系统i的价值系数;Fi为功能系统i的功能评价值;Ci为功能系统i的成本系数。
式(2)表明:当功能和成本实现最佳匹配时，功能系统i的成本系数与其功能评价值相等。由此可知，只要能够计算出飞机各子系统的功能评价值，便可得到功能与成本处于最佳匹配时各子系统的成本系数，从而可以确定各子系统分配的成本额。设目标成本为A，某子系统i分配到的成本额为Ai，则有:Ai=A•Ci=A•Fi。(3)由此可知，确定系统的功能评价值是成本分配这一步骤中的关键工作。在对飞机各子系统的功能进行评价时，部分指标具有模糊性和难以量化性，评价者由于自身的主观原因(偏好、价值观念、认知程度等)，使评价过程容易出现偏差，从而影响评价结果的客观性，这类问题应用模糊方法处理可具有较好的适用性。故本文认为利用模糊综合评价方法，应用M(•，)算子，对民用飞机维修子系统功能评价是较为合理的。
2模糊综合评价模型建立
模糊综合评价法(fuzzycomprehensiveevaluationmethod)是一种基于一定的目标或标准，考虑多种因素的影响下，对事物概念内涵确定而外延不明确所导致的概念在认识方面的不确定性进行综合评价的一种方法。主要运用隶属度来表示评价对象在单个指标上的评价值［4］。
由影响评价对象的n个因素构成的集合，称为因素集;如果有n个因素，则记为U={u1，u2，…，un}。由作为评价标准的m种评判等级构成的集合，称为评判集;如评判等级有m个，则记为:V=(v1，v2，…，vm)。此处，vi可能为“好”、“重要”、“良”等来表示。对n个因素进行评价，其模糊关系矩阵为R=R1R2Rn=r11r12…r1mr21r22…r2mrn1rn2…rnm。其中，m为评判集中评价等级的数目;n为子因素集Ui中因素的数目;矩阵R中第i行第j列元素rij(1≤i≤n，1≤j≤m)，表示就子因素Ui而言，对第j级评语Vi的模糊关系隶属度。设已确定n个因素的权重集为A={a1，a2，…，an}，其中，ai＞0，且∑ni=1ai=1。
由模糊变换原理得B=(b1，b2，…，bm)=AR，其中bi，它表示被评事物从整体上看对评价等级vi的隶属程度。设评判集V=(v1，v2，…，vm)的各评判等级赋予权重为G=(g1，g2，…，gm)，此处，gi是一个数值。则每个评价对象的评价值，可以用公式X=BGT得到。最终将得到的每个评价对象的评价值进行归一化处理即能得到相应的功能评价系数，相应的也就得到成本分配系数。
3实例分析
设某机型，确定维修的目标成本为340美元/h(h为飞行小时，下同)，按照飞机系统划分标准，可将飞机系统划分为液压系统、燃油系统、飞行操作系统、空气调节系统、电子仪表装置系统。本文以此为例，讨论将目标成本分配至这5个一级划分系统的过程。
3．1确定因素评价体系和权重向量
根据实际调研，通过广泛征求专家意见，参考文献的相关研究，确定评价因素体系［5－15］。再用德尔菲法与层次分析法结合，不考虑专家本身的权重，得到评价因素体系U和因素权重向量A。如表1所示。
3．2确定模糊关系矩阵
针对飞机系统功能确定评判集为:V={v1，v2，v3}={很重要，较重要，一般}，邀请10位专家进行打分，统计打分结果最终形成如下模糊关系矩阵。3．3计算模糊综合评价结果向量将相应因素权重和评价矩阵代入模糊评价模型中，计算各系统功能评价向量，计算结果如下。液压系统功能评价。Bu1=A1Ru1=(0.288，0.364，0.348)0．30．40．30．40．30．30．30．50．2=(0.3364，0.3984，0.2652)。同理得到其他系统功能评价向量:Bu2=(0．3992，0．3871，0．2137)，Bu3=(0．4692，0．3674，0．1634)，Bu4=(0．4286，0．3857，0．1857)，Bu5=(0．5528，0．4000，0．0472)。3．4确定评价值并分配成本设为评判集赋予权重为:G=(0.5，0.3，0.2)，根据公式X=BGT得到各系统功能评价值为Xu1=0.34076;Xu2=0.35847;Xu3=0.3775;Xu4=0.36715;Xu5=0.40584。
进行归一化处理后得到各系统功能评价系数为X'u1=0.1842;X'u2=0.1938;X'u3=0.2041;X'u4=0.1985;X'u5=0.2194。由公式(2)、(3)可知，液压系统分配到的目标成本为:340×0.1842=62.628美元/h。同理得到:燃油系统分配的目标成本为65.892美元/h;飞行操作系统为69.394美元/h;空气调节系统为67.49美元/h;飞机电子仪表装置为74.596美元/h。在实际操作中，将文中得到的一级飞机系统分配的成本额，以上述方法进行二次分配，如可以将燃油系统的目标成本分配到更具体的油箱通气系统、加油/抽油系统、应急放油系统、供油系统、测量指示系统等，使成本逐级分解，完成分配过程。
