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答辩的准备工作学生可以从下列问题（第4~10题）中，根据自己实际，选取二三个问题，作好汇报准备，（第1~3题必选）。时间一般不超过10分钟。内容最好烂熟于心中，不看稿纸，语言简明流畅。1．为什么选择这个课题（或题目），研究、写作它有什么学术价值或现实意义。2．说明这个课题的历史和现状，即前人做过哪些研究，取得哪些成果，有哪些问题没有解决，自己有什么新的看法，提出并解决了哪些问题。3．文章的基本观点和立论的基本依据。4．学术界和社会上对某些问题的具体争论，自己的倾向性观点。5．重要引文的具体出处。6．本应涉及或解决但因力不从心而未接触的问题；因认为与本文中心关系不大而未写入的新见解。7．本文提出的见解的可行性。8．定稿交出后，自己重读审查新发现的缺陷。9．写作毕业论文（作业）的体会。10．本文的优缺点。总之，要作好口头表述的准备。不是宣读论文，也不是宣读写作提纲和朗读内容提要。学生答辩注意事项1．带上自己的论文、资料和笔记本。2．注意开场白、结束语的礼仪。3．坦然镇定，声音要大而准确，使在场的所有人都能听到。4．听取答辩小组成员的提问，精神要高度集中，同时，将提问的问题——记在本上。5．对提出的问题，要在短时间内迅速做出反应，以自信而流畅的语言，肯定的语气，不慌不忙地—一回答每个问题。6．对提出的疑问，要审慎地回答，对有把握的疑问要回答或辩解、申明理由；对拿不准的问题，可不进行辩解，而实事求是地回答，态度要谦虚。
如何写好论文答辩陈述词呢？一、熟悉论文参加论文答辩，首先必须对自己所着的论文有深刻、全面、准确的理解；其次，还要对论文内容有横向把握，即理解从论文主题伸出的概念；此外，近期发生的、和论文有关的新闻时事、学术热点等最好多了解一下。二、想好“台词”在答辩前要事先规划好自己的论文陈述都说什么。一般来说应该涵盖这些方面：1、为什么选择这个题目；2、写作目的是什么，为解决什么问题；3、全文的基本框架、结构、行文逻辑是什么；4、通过研究发现了什么；5、论文在选题、观点、方法等方面有什么创新之处；6、论文有什么不足之处（但注意不要把论文的硬伤说出来）。 注意陈述一定要概括、将重点有所总结，而不是记流水账一样地说“第一章写了……第二章写了……”,因为这些内容老师完全通过翻阅纸质档论文了解。三、做好PPT1、内容：每页不超过10行字或一幅画，只列要点，避免放大段文字；2、配色：力求文字清晰、简洁易看，字体颜色要和背景形成鲜明反差，避免过多颜色、过于花哨繁复配色；3、图表：可以适当地在PPT中穿插使用一些能说明论点的图表，不仅能吸引观众注意，还能更形象地表达你的观点。四、练习控制时间一般答辩现场都对学生的陈述时间有限制。在正式答辩前一定要多计时演练几遍自己的陈述，学会控制掌握时间。这样到时显得你对答辩内容的掌握和控制较熟练，给答辩老师一个准备充分的好印象；否则，很可能会刚讲了一半时间就到了，造成尴尬达到结果。五、拿上必备材料1、论文纸质版：自己手上必须有一份，可以不加封面，但页码一定要与送交答辩的论文一致，方便老师提问时自己查找相应页面； 2、纸和笔：有些答辩老师提问较多，或者每个老师分别提问、学生最后一起回答，有纸笔方便在老师提问时记下题目，或在准备回答时简单做思路笔记。六、注意演讲技巧1、控制语速：很多学生答辩时，说话速度往往越来越快，一致答辩老师听不清楚，影响答辩效果。因此一定要注意语速，要有急有缓，有轻有重；2、目光移动：无论是否脱稿，都应注意自己的目光要时常望一下答辩老师和其他同学，这样可以避免观众分神；3、体态相辅：答辩过程中一成不变地站着或低头，很容易使答辩变得单调；而适当地运用体态，尤其是手势语言，会显得更为自信、有力。七、调整心态1、保持自信：面对几位学术水平显然高于你的答辩老师，不要过于紧张，要相信只要准备充分，一般老师是不会为难你的；2、心态谦虚：如果老师指出了你论文中明确的错误，最好就大方承认，不要试图再反复辩驳了；或者如果老师提出的问题论文中已经写出来了，也不要说“我论文中某某页已经写了答案”,只要再复述一遍答案就好。
论文答辩是一种比较正规的审查形式，有组织、有准备、有鉴定、有计划的。答辩会由校方、答辩委员会还有答辩者组成。我在此献上 毕业 答辩发言稿，希望大家喜欢。
毕业答辩发言稿一：
各位老师，上午好!
我叫赵晓琦，是土 木工 程__ 班的学生，我的论文题目为某某市八十八中学办公楼的设计。设计是在姚力老师的悉心指点下完成的，在那里我向我的老师表示深深的谢意，也向在坐各位老师不辞辛苦参加我的论文答辩表示衷心的感谢，并对上大学来我有机会聆听教诲的各位老师表示由衷的敬意。
下面我将本论文设计的目的和主要资料向各位老师作一汇报，恳请各位老师批评指导。
首先我想简单介绍本设计。
本工程为某某市八十八中学办公楼采用多层框架结构，主体结构为6层，内外装修均为一般装修，为永久性建筑。该楼总建筑面积为3981㎡，拟建位置另行给定，抗震设防烈度为8度。
其次我想谈谈这篇论文的结构和主要资料。
毕业答辩发言稿二：
各位领导、来宾，老师、同学们：
大家上午好!
为了进一步提高广大学生的创业意识，鼓励创新观念的成长，促进同学们就业观念由“择业”向“创业”转换，促进产、学、研一体化发展，培养能够适应市场经济发展需求的骨干人才，厦门大学团委一直致力于激发大学生创新创业的热情，以“挑战杯” 创业计划 竞赛为契机，为大学生创新创业提供广阔的平台。
“恒安杯”厦门大学第五届创业计划竞赛从去年5月启动至今，共吸引了1000多名本科生、硕士生和博士生参加，申报了65个项目。有30支团队从去年10月的初赛中脱颖而出。经过初赛、复赛和决赛三个阶段的培训和角逐，目前闯入决赛的9支队伍今天在此进行决赛。现在我简要向各位介绍一下本次竞赛的举办情况。
毕业论文答辩流程
1、 自我介绍 ：自我介绍作为答辩的发言稿，包括姓名、学号、专业。介绍时要举止大方、态度从容、面带微笑，礼貌得体的介绍自己，争取给答辩小组一个良好的印象。好的开端就意味着成功了一半。
2、答辩人陈述：收到成效的自我介绍只是这场答辩的开始，接下来的自我陈述才进入正轨。自述的主要内容包括论文标题;课题背景、选择此课题的原因及课题现阶段的发展情况;有关课题的具体内容，其中包括答辩人所持的观点看法、研究过程、实验数据、结果;答辩人在此课题中的研究模块、承担的具体工作、解决方案、研究结果。 文章 的创新部分;结论、价值和展望; 自我评价 。
3、提问与答辩：答辩教师的提问安排在答辩人自述之后，是答辩中相对灵活的环节，有问有答，是一个相互交流的过程。一般为3个问题，采用由浅入深的顺序提问，采取答辩人当场作答的方式。
4、 总结 ：上述程序一一完毕，代表答辩也即将结束。答辩人最后纵观答辩全过程，做总结陈述，包括两方面的总结：毕业设计和论文写作的体会;参加答辩的收获。答辩教师也会对答辩人的表现做出点评：成绩、不足、建议。
5、致谢：感谢在毕业设计论文方面给予帮助的人们并且要礼貌地感谢答辩教师。
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纤维增强树脂基复合材料层合结构具有比强度高、比刚度大、阻尼特性好、疲劳寿命长、结构可设计性强等优点,在航空、航天及一些特殊领域中被广泛使用。然而,复合材料的各向异性,非均匀性等特点给复合材料结构的力学分析带来了一系列的挑战。尤其在航空航天领域,飞行器在运行过程中所处的环境和所受的载荷都非常复杂。除了考虑飞行器在这些复杂环境下的自振特性和确定性外载作用下的动力响应外,考虑随机性外载的影响也不容忽视。随机振动理论和方法就是处理这类问题的先进思想和重要手段,但在国内外航空航天领域中还很少实际应用,主要原因之一就是现有随机振动分析方法复杂而且低效,这在很大程度上限制了飞行器设计水平的提高。虚拟激励法是高效精确的随机振动分析方法,迄今已经在大跨度结构抗震、抗风,海洋平台和汽车随机振动等多个工程领域被数以百计的专家针对各工程领域的特点予以发展而取得很多实际成效。但是迄今为止,这一有力的工具却并未在航空航天领域被充分认识和应用,在这些具有战略意义的重要领域中,所应用的随机振动分析方法依然复杂低效,缺乏创新意识。本论文针对这一现状,依据航空航天领域材料和结构的复杂性,以及飞行器所处环境的复杂性,将虚拟激励法作了有针对性的发展,以完全自主版权的DDJ有限元程序系统为开发平台,完成了求解复合材料结构随机振动的高效精确分析程序。本论文中,着重对如下问题进行了研究:1.建立了基于Mindlin一阶剪切变形理论的复合材料层合板有限元分析模型,推导了层合板的有限元列式,在DDJ程序平台上对复合材料层合板的自振频率和模态进行了分析。将虚拟激励法引入到航空航天领域广泛使用的复合材料层合结构的随机振动分析中,针对复杂的复合材料结构有限元模型和非经典阻尼体系,发展了包含全部参振振型和随机激励点之间耦合项的随机振动高效求解方法,比较圆满地解决了传统计算方法精度差、效率低的应用障碍。2.本文推广虚拟激励法于敷设粘弹性阻尼层的复合材料层合结构的平稳和非平稳随机振动分析,建立了高效精确计算方法。尤其是综合考虑了粘弹性阻尼材料的性能参数随频率变化的特点以及复合材料层合结构本身的模态阻尼,建立了组合系统的非经典阻尼表达。为了解决随频率变化的非经典阻尼体系的平稳/非平稳随机响应,本文结合精细积分方法提出了一种直接解法,只需用原系统的实模态对虚拟激励法做出相应的发展,就可精确地求解频变阻尼系统的随机振动。据此对飞机水平尾翼的复合材料安定面结构进行了模拟研究,从精细的计算模型及合理的计算结果可以看出,本文所提出的方法对于这类相当复杂的复合材料结构的随机振动分析十分有效。3.研究飞机对大气紊流响应的主要方法是随机振动功率谱法。用高效、精确的分析方法计算不同飞行环境下飞机的响应,以预测飞机疲劳寿命和可靠度等是航空工程领域研究热点。本文在考虑了二维平面流中简谐振动平板产生的非定常力基础上,又按照虚拟激励法的特点同时考虑了竖向简谐风的影响,进而研究了复合材料二维机翼的大气紊流响应。随机激励谱选用了Dryden紊流频谱模型。结果表明,在处理二维机翼在大气紊流响应的随机问题中,基于简谐响应分析的虚拟激励法不但是精确算法,而且效率非常高,具有很大的实用优势。发展这一方法对于该领域的数值计算是很有价值的。4.计算流体动力学(CFD)是研究流体动力学的有力工具。本文为计算机翼颤振/抖阵分析中的气动参数,首次使用雷诺平均湍流模型对二维翼型截面的颤振导数进行了求解。基于D.K.Sun等最新提出的CFD网格控制算法以及所建立的数值风洞,计算了结构简谐运动下的气动力,并识别了湍流场中NACA0012翼型的颤振导数。将由此得到的颤振导数和气动力应用到大气紊流引起的随机振动计算中,并将计算结果与基于Theodorsen函数得出的响应解析解进行比较,得到了相当满意的一致。本文计算的CFD气动参数充分考虑了气体的分子粘性和紊流粘性,其作用相当于附加阻尼,因此比Theodosen函数方法限制更少、应用范围更广,而且在此基础上还可以考虑三维流和可压缩性。因此本文实施的基于CFD的气动力计算方法具有广阔的应用前景,将成为应用虚拟激励法于航空航天结构时确定气动参数的有力工具。可以说,这一成功的尝试为随机振动方法更广泛地应用于航空航天工程走出了很重要的一步。
汽车发动机电控系统故障检测与维修 诊断是指对某个或某几个故障症状通过一定手段的检测从而做出正确判断的过程。而综合诊断技术则是指对复杂的故障症状，利用一切可能的和必要的检测手段进行检测，并通过对其检测的结果(包括各种数据参数)进行由此及彼，由表及里，由浅人深，去伪存真的认真分析，从而得出尽可能符合实际的判断并在进一步的拆解和修理中不断验证和修正原判断直至真正排除故障的全过程。通常包括下述几个部分： (1) 故障码分析； (2) 数据分析(含波形分析)； (3) 点火分析(含波形分析)； (4) 尾气分析(含波形分析)； (5) 压力和真空分析(含波形分析)。 故障代码分析是在读取故障代码的基础上，结合其他检测结果对所读取的故障代码进行比较分析从而做出故障判断的一种方法。它是汽车电子控制系统故障诊断中最基本也是最简单的方法之一。故障代码分析的过程是对汽车控制电脑故障自诊断系统所纪录的故障代码进行读取、清除和鉴别分类的分析过程。通常故障代码分析是诊断汽车电子控制系统故障的第一步。 故障代码(简称故障码)是汽车控制电脑的自诊断系统对检测出的故障点所记录下的相应编码(数字或字母)。 根据各数据在检测仪上显示方式不同，数据参数可分为两大类型：数值参数和状态参数。数据参数是有一定单位、一定变化范围的参数，它通常反映出电控装置工作中各部件的工作电压、压力、温度、时间、速度等。状态参数是那些只有2种工作状态的参数，如开或关，闭合或断开、高或低、是或否等，它通常表示电控装置中的开关和电磁阀等元件的工作状态。 根据ECU的控制原理，数据参数又分为输入参数和输出参数。输入参数是指各传感器或开关信号输入给ECU的各个参数。输入参数可以是数值参数，也可以是状态参数。输出参数是ECU送出给各执行器的输出指令。输出参数大多是状态参数，也有少部分是数值参数。 数据流中的参数可以按汽车和发动机的各个系统进行分类，不同类型或不同系统的参数的分析方法各不相同。在进行电控装置故障诊断时，还应当将几种不同类型或不同系统的参数进行综合对照分析。不同厂牌及不同车型的汽车，其电控装置的数据流参数的名称和内容都不完全相同。 数据参数分析是诊断电子控制系统故障的重要方法之一。数据参数是控制电脑对所控制的系统正运行的控制状态的数量表现形式。数据参数分析是运用各种测试手段对控制系统的各类相关数据参数进行综合分析的过程。数据参数分析在测量结果显示方式上可分为数值显示和波形显示两种方式，在测量手段上又可以分为电脑通讯式测量和电路在线式测量以及元件模拟式测量三种。 电脑在分析某些数据参数时，不仅要考虑传感器的数值，而且要判断其响应的速率，以获得最佳的控制效果。如氧传感器的信号，不仅要求有信号电压和电压的变化，而且信号电压的变化频率在一定时间内要超过一定的次数(如某些车要求大于6～10次／10s)，当小于此值时，就会产生故障码，表示氧传感器响应过慢。有了故障码的故障是比较好解决的。但当次数并未超过限定值，而又已经反应迟缓时，并不会产生故障码。此时如仔细体会，可能会感到一些故障症状。我们应接上仪器观察氧传感器的数据(包括信号电压和在0.45V上下的变化状态以判断传感器的好坏)。比如奥迪车，当氧传感器的响应迟缓时，往往在1600～1800r／min之间出现转速自动波动(加速踏板不动)约100～200r／min，甚至影响加速性。这往往是由于氧传感器响应迟缓，导致空燃比变化过大，造成转速的波动。还有对采用OBD—Ⅱ系统的车，催化转化器前后氧传感器的信号变化频率是不一样的。通常后氧传感器的信号变化频率至少应低于前氧传感器的一半，否则可能催化转化器的转化效率已减低了。 又如奥迪车的机油压力警报系统采用高低压报警。其规定在怠速时，当低压传感器(通常安装在缸盖后侧)处的压力小于30kPa时要报警，而在(2000±50)r／min时，主油道压力(传感器安装在机滤处)低于180kPa时高压要报警。有一个车却在怠速时，高压报警。经检查是转速信号错误。更换点火模块后，系统正常。因为报警控制系统是从点火模块处获得转速信号的，当在怠速时，实际转速为(800±50)r／min，而报警系统得到的转速信号却已接近2000r／min，可这时的机油压力不会达到180kPa以上，自然会报警了。 有故障码时 在进行故障码分析并确认有故障码存在时，可以直接找出与该故障码相关的各组数据进行分析，并根据故障码设定的条件分析故障码产生的原因，进而对数据的数值及波形进行分析，找出故障点。
记得当年的毕业论文写的是进气道喘振问题。呵呵 很多年前的事了。
按性质分为批生产发动机试验和研制发展中的发动机调整试验两大类。批生产发动机试验每一台发动机都需要在地面试车台上进行工厂试车和检验试车。工厂试车的目的是磨合发动机，检验零件的加工和装配质量，并对发动机及其附件进行调整，使其达到设计性能。工厂试车后须对发动机进行分解检查，零、部件符合技术要求后方可再装配进行检验试车，否则便需要增加排除故障的附加工厂试车。检验试车的目的是在所有工作状态下检查发动机的工作情况。发动机性能合格和工作正常方可交付给用户。除这两种试车外，对批生产发动机还有长期试车。长期试车有定期抽检的长期试车和不定期的工艺性试车（检验新工艺、新材料应用效果）。另外，延寿试车也是长期试车的一种。现代发动机的翻修寿命（见发动机寿命）长达数千小时，按翻修寿命进行长期试车耗费燃油和时间太多，因此发展了新的试车方法──等效试车，或称加速任务试车。这种试车方法能真实地模拟完成一个飞行任务过程中发动机各种工作状态的使用情况。等效试车应能模拟真实使用中的循环次数。等效试车还用增加大负荷状态下工作时间以缩短总工作时间的办法考验发动机的可靠性和耐久性。等效试车的试车时数比一般长期试车短，但零件损伤程度却与一般长期试车等效，这是长期试车的发展方向。发动机的研制试验（1）地面台架试验研制中的航空发动机需要经过长时间的试车，以便调整它的性能，考验它的可靠性和耐久性。但在长期试车前首先要进行地面台架试验，试验内容包括：① 各部件性能及其相互间的匹配与全机性能的调试。在试验中测量航空发动机流程各主要截面上的气流参数和发动机性能参数。② 强度检验试车：测量航空发动机振动，主要受热零件的温度和叶片、盘等大应力零件的应变。③ 循环试验：在航空发动机起动、慢车到最大状态间反复作加、减速循环试验，以检验航空发动机零件的低周疲劳强度和密封件的磨损、转动件与相邻静止件的间隙变化。④ 系统调整试验：包括对燃油调节器、起动点火系统、防喘和防冰系统、润滑冷却系统、压气机导流叶片和喷管等可调部件的调整试车。⑤ 吞咽和吞烟试验：以一定速度向发动机投射飞鸟、砂石、冰雹等外来物，检查发动机的承受能力。模拟发射武器时烟气吞入发动机后发动机的工作状况。⑥ 包容性试验：叶片在航空发动机最大转速下折断时，机匣应能将损坏物包容在发动机内。如果损坏物打穿机匣飞出发动机外，则可能造成飞机失火等灾难性事故。包容性试验就是检查机匣的这种包容能力。⑦ 环境试验：检查航空发动机对高温、低温、高湿、暴雨等环境条件的适应性以及对发动机进口压力或温度畸变的适应能力。（2）试车研制中的航空发动机通过这些试验后再进行长期试车。试车方案与批生产发动机长期试车相同。（3）高空模拟试验新研制的航空发动机除进行地面台架试车外，在进行飞行试验前还需要进行高空模拟试验。这种试验的优点是不受自然气候条件限制，可以安置更多测试设备。一台新研制的航空发动机往往要进行1000小时以上的高空模拟试验。高空模拟试验按模拟的程度不同又分以下三类。连接式高空模拟试验：航空发动机与供气的管道直接连接。试验时只在发动机进口模拟与一定飞行高度和速度对应的进气压力和温度，舱内压力则保持与这一飞行高度的大气压力相等，设备的供气流量约比发动机进气的流量大10%～15%。在这种设备中可以进行发动机性能、各系统工作可靠性、低空高速飞行时发动机强度、高空发动机点火和燃烧稳定性、进气畸变和雷诺数影响等项试验。自由射流高空模拟试验：在高空舱的进口装有产生超音速射流的收敛-扩散喷管。航空发动机和进气道在模拟超音速飞行条件下进行试验，检验发动机与进气道的相容性。这种设备的供气流量为发动机进气流量的2～4倍。控制超音速射流的方向可以模拟迎角和侧滑角的变化。推进风洞实验：在大尺寸的风洞中对整个推进系统和飞行器有关部分（如部分机身或机翼）进行联合试验。推进风洞的供气流量为航空发动机进气流量的10～20倍。试验目的是研究推进系统与机体的相互干扰和推进系统的性能。推进风洞的设备庞大，试验的费用昂贵，所以航空发动机的高空模拟试验主要在前面两种设备上进行。各种地面试验完成后进行飞行试验。飞行试验可在飞行台上进行，但飞行包线受试验使用的飞机的限制，因此还必须将航空发动机装在准备使用这种发动机的飞机上，按这种飞机的真实飞行任务在整个飞行包线内进行调整试飞。这是航空发动机调整试验的最后阶段。
1.减少喷油提前角。减少喷油提前角，可降低发动机工作的最高温度（1500摄氏度），使NOx的生成量减少。2.改善喷油器的质量，控制燃烧条件（燃比、燃烧温度、燃烧时间），可使燃料燃烧完全，从而可减少CO、HC和煤烟。3.调整喷油泵的供油量，可降低发动机的功率，使雾化的燃料有足够的氧气进行完全燃烧，从而也可以减少CO、CH和煤烟的生成。
实际来说，工作用到的就是飞机发动机的拆装，或者把发动机送的车间去进行维修，因为拆装后都要进行试车，一般试车都要有试车证的 这样可以么？
航班运行调度是指调度飞机与安排机组人员的生产资源配置工作，以落实航班计划的具体实施。航班运行调度工作一直存在安全与成本的矛盾：首先必须考虑航班运行安全因素，使执行航班飞行任务的飞机能够按规定完成例行检修，且机组人员值勤的飞行时间、值勤时间以及休息时间严格满足有关规章条例要求；在确保运行安全基础上，需要考虑航班运行成本因素，优化航班运行过程中的飞机日利用率与机组资源利用效率。妥善解决这一对矛盾对于航空公司组织生产运营、完成生产计划，以及实现飞机与机组人员等关键资源的优化配置有着至关重要的意义。为此，本文在详细深入分析国内外研究现状和我国航空公司运行特点基础上，结合民航当局有关航班运行管理规章，重点研究航班运行调度过程中的飞机排班问题和机组排班问题。出于降低问题复杂性、提高航班运行调度计划编排效率以及便于局部调整计划考虑，本文将机组排班问题分解成勤务组编排和机组轮班两个子问题分别进行研究。关于飞机排班问题，建立协同多任务分配方法，为每一架飞机指派每天的航班飞行任务和必要的例行检修任务，在确保航班运行安全基础上，提高飞机日利用率。首先，分析例行检修约束，构建飞机日利用率优化模型。随后，运用分枝定价算法求解。算法引入检修节点、虚拟飞机源节点以及剩余飞行时间的定义，将协同多任务分配过程表示为分区间的生成飞机路径，通过迭代求解由部分飞机路径构成的限制主问题，以及寻找飞机路径以改进目标值的定价问题，获得线性松弛问题的最优解；给出多种分枝方法划分解空间，以删除分数解，生成飞机排班计划。最后以实际航班计划为例，验证所提出的模型与算法的有效性。关于勤务组编排问题，考虑机组配置多样性，提出协同多任务分配方法，为每一个航段分配合适的机组配置，并严格遵循相应人员配置的机组需满足的编排约束，将航段组织为机组资源利用效率较高的勤务组。首先，根据不同人员配置的机组需满足的休息要求，为每一种机组配置构建相应的连接网络，通过由不同连接网络生成飞行路径实现协同多任务分配。其次，建立满足值勤期限制和飞行时间限制、优化机组资源利用效率的数学模型，使用分枝定价算法求解。并基于遵循时间限制因机组配置不同而各异但有序的特点，提出机组配置修正算子，以提高算法寻优效率。最后，选择与飞机排班问题相同的算例，验证所给的模型和算法的有效性。关于机组轮班问题，研究机组稳定性最优的轮班计划，将勤务组衔接为机组人员搭配相对固定的轮班任务，以提高机组人员满意度。首先，在分析机组轮班规则基础上，为每一个机型、基地以及机组人员岗位职级构建相应的连接网络，建立以执行勤务组计划所需机组人员数量最少为优化目标的数学模型，采用分枝定价算法求解。随后，给出机组稳定性的定义及其量化方法，针对不同岗位职级分别建立满足轮班任务数量约束，并优化机组稳定性的数学模型，设计启发式迭代算法，编排尽量减少机组人员构成发生变化的机组轮班计划。最后，根据勤务组编排问题的求解结果进行算例验证分析。本文通过以上三大部分的研究，给出了飞机排班、勤务组编排和机组轮班的调度模型和求解算法，实现了航班运行调度计划编排。 [1] 吴东华,夏洪山. 基于多目标模糊线性规划求解方法的飞机排班问题研究[J]. 计算机科学. 2012(01)[2] 赵正佳. 航空公司机组排班计划研究[J]. 运筹与管理. 2011(06)[3] 朱星辉,朱金福,高强. 基于约束编程的飞机排班问题研究[J]. 交通运输系统工程与信息. 2011(06)[4] 牟德一,王志新,夏群. 基于机组延误概率的鲁棒性机组配对问题[J]. 系统管理学报. 2011(02)[5] 孙宏,张培文,胡海青,廖仲宇. 航空公司机组飞行实力利用率影响因素分析[J]. 交通运输工程与信息学报. 2010(02)[6] 李耀华,谭娜. 飞机指派问题优化模型及算法研究[J]. 控制工程. 2010(02)[7] 王莹,刘军,苗建瑞. 基于列生成算法的动车组检修计划优化[J]. 中国铁道科学. 2010(02)[8] 徐海荣,张兴媛,胡盛斌. 差值排序算法在飞机排班问题中的应用[J]. 计算机应用与软件. 2010(01)[9] 宋静波. 基于单亲遗传算法的飞行机组指派技术[J]. 哈尔滨商业大学学报(自然科学版). 2009(03)[10] 李远,彭辉,沈林成. 协同任务规划中基于约束满足的资源冲突检测与消解[J]. 系统工程与电子技术. 2009(04)
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前起落架收放系统原理图前起落架收放系统原理如图1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔使舱门收起。当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。在系统中还设有地面联锁开关，当飞机停放时，联锁开关自动断开电液换向阀的电路，此时即使将手柄置于收起位置，电液换向阀也不会工作，从而防止了地面误收起落架。2起落架自动收起原因分析由起落架收放控制原理知道，前起落架放下位置是由带下位锁的后撑杆来保持的，所以要使前起落架收起，必要条件是下位锁开锁。而下位锁开锁有两种情况：第一种是机械原因，即放下起落架时下位锁处于假上锁状态，在维修和使用过程中受到某种外力扰动而开锁；第二种是液压原因，即有液压油进入下位锁开锁作动筒，使作动筒活塞杆缩进导致下位锁开锁。而外部检查和事后的收放检查均未发现下位锁有假上锁的现象。因此前起落架自动收起是由液压方面的原因引起的。而由液压原因引起下位锁开锁的因素很多。当电液换向阀工作不正常使来油与收上管路相通，或者联锁开关故障，地面又误将手柄置于收上位置，在电液换向阀工作时，当给飞机供油压时，都会使下位锁开锁。但这两种情况会使前起落架以较快的速度收起而不会缓慢收起，另外也会同时收起主起落架。但这与事故发生时的实际情况不符，因此基本可以排除。结合当时事故发生的情况，导致前起落架自动收起的原因如下。2．1 电液换向阀性能不良起落架电液换向阀用于起落架收放管路的控制，是一种三位四通电液阀，当手柄在中立位置时(不通电)，电液换向阀处于中立位置，图2电液换向阀中立位置(断电)此时供油路堵死，起落架的收、放管路均与回油路相通，如图2所示。由于滑阀与阀套之间都有径向间隙6，由6形成两个相同的矩形节流缝隙，此缝隙的节流面积为A=W8，由于形6，且通过此节流口的流量很小，雷诺数m也很小，流动状态属于层流，故通过此节流口的流量Q为：式中： ——节流口两侧压力差；——动力粘度系数；——节流口面积梯度。则此时，通过2个节流口处的流量为：式中： ——主液压系统供油压力；——回油管路压力。由上式可知，泄漏量的大小主要由节流口面积梯度形和径向间隙6确定，当间隙6越大，则泄漏量越大。而形的大小主要与阀芯的直径有关，直径越大梯度越大；6的大小主要与阀口的形状、制造工艺和加工质量等有关，当设计合理、工艺水平和加工质量高、滑阀和阀套之间没有偏心时，则6就小。如果是新阀，径向间隙小，故泄漏量也小；如果是旧阀，由于控制边被磨损，泄漏面积增大，则泄漏量也增大。为测定泄漏量的大小，拆下电液换向阀，堵住通向作动筒的两个接头，在供压接头处．加液压20．59MPa．在回油接头处接上量杯。3min后，在回油接头处漏油量为45mL，远大于所规定的不超过20mL的要求。电液换向阀泄漏示意图如图3所示。2．2 系统不完整，回油路堵死为了提高起落架收放系统的可靠性，在系统设计中采用了余度技术。即当正常收放起落架失效时，飞行员可以采用冷气应急放下起落架，以保证安全着陆，如图1所示。为防止应急放起落架时，大量液压油回到密闭增压油箱，使油箱因回油过多而引起爆破，为此在电液换向阀的回油路上安装了应急排油活门。应急放起落架时，将收上管路的油液直接排到机外。平时，在主液压系统供压且电液换向阀不工作时，电液换向阀泄漏到收放管路中的油液可以通过应急排油活门直接流入回油管路中，因此不会引起收放系统的压力升高；如果回油管路被堵死，不能回油时，则泄漏油将进入收放系统(参看图l、2)，使系统压力升高，当压力升高到一定值时就会引起系统故障。据了解，在发生本次事故前，应急排油活门因故障拆下修理，用堵头将回油路堵住，使起落架收放系统不能回油。这样，电液换向阀泄漏到收放管路的压力油就不能释放掉，收放系统的油压将逐渐升高。由于前起落架下位锁的开锁压力比主起落架的小，因此当压力达到一定值后，就会首先使前起落架下位锁开锁，这样飞机在自重的作用下就会引起前起落架自动收起。3 故障验证为了验证上述分析是否正确，在原飞机上进行了以下试验：(1)给主液压系统供压并通电，把手柄放在中立位置。保持30min后，前起落架下位锁没有任何动作。这说明在系统完整的情况下，因电液换向阀的渗漏而进入收放系统的压力油可以从应急排油活门处及时排出系统回油箱。(2)为模拟事故当时的系统环境，将应急排油活门拆下，并用堵头堵住回油路。给主液压系统供压5min后，前起落架下位锁就开始动作，到6min时下位锁完全开锁。该项试验足以证明从起落架电液换向阀泄漏进入起落架收放系统的油液确实能够将前起落架下位锁打开，说明上述分析是完全正确的。4维修对策由以上分析和验证可知，本次事故的原因有两个：一是起落架电液换向阀泄漏量超过规定；二是起落架收放系统不完整，使系统丧失了对不良因素的“自我消化”能力。为了有效预防此类事故的发生，建议采取以下措施。(1)改进起落架收放管路的设计经仔细分析后不难发现，该型飞机在系统的设计方面存在一些不足。应急排油活门的功用是应急放起落架时将收上管路的油液排到机外。由于应急排油活门是安装在系统的回油管路上的，一方面当应急排油活门出现故障时，将会影响整个系统的回油，进而影响系统的工作；另一方面当电液换向阀故障使收上管路不能回油时，则在应急放起落架时，收上管路的油液就无法从应急排油活门排到机外，就会使起落架无法应急放下，即应急放起落架还要受到电液换向阀工作的影响。该型飞机在定型试飞过程中就曾发生过应急放起落架未放到位的故障，其原因就是由于电液换向阀的故障引起的。所以这种安装是不科学的，它使系统的可靠性和安全性降低。但是如果将应急排油活门安装到收上管路，即电液换向阀收上接头的出口处，则既不会影响应急排油活门的功能，又能提高系统的可靠性，也不会发生上述事故。因此，建议有关部门经充分论证后，将应急排油活门安装到电液换向阀收上接头的出口处。(2)提高产品质量，加强安装前的检查电液换向阀是起落架收放控制系统的核心附件，对其制造质量和性能指标都有具体的要求。但在实际生产和使用过程中，人们往往重视它的功能，而对它的泄漏量等指标的规定不太重视，总认为泄漏量的大小对系统的工作和性能没有什么影响。因此建议一方面要努力提高工艺水平和加工质量，保持滑阀和阀套的同心，以尽可能地减少滑阀与阀套之间的径向间隙，另一方面在装机使用前一定要加强对其各种性能指标的测定，对泄漏量超过规定的电液换向阀不允许安装使用。二．数据符合规定前起落架为何放不下1995年4月13日，我部歼七×××，号机飞完第一个起落着陆时，前起落架未放下，两主轮接地后正常滑跑，机头触地后又滑行约800米停在跑道中段右侧。机务人员及时赶到现场，抬起机头，这时前起落架自动掉下，机务人员将前起落架推上锁，进行初步检查后，即将该机牵引至定检中队。该机于1992年12月19日第二次大修出厂后飞行236小时446个起落。，在这之前的445个起落均无异常现象。1、地面检查和模拟试验情况为查清故障原因，检查组对可能造成前 起落架放不好的有关部位进行了专项检查。1.1 飞机着陆后，飞机主液压系统尚有余 压60kgf／cm2，油量正常，油箱密封增压良好。在定检中队进行起落架收放共10次，均未发现异常，起落架收上时间为8秒(规程规定不超过15秒)，左右起落架收上时问差 为1秒(规程规定不大于1．5秒)。1.2开车检查液压泵及液压系统工作情况，系统工作正常，从起动至慢车压力达到140kgf／cm2。，符合规定(规程规定为140一5 kgf／cm2)。1.3将该机与另一架良好的歼教七飞机同 时拉至起飞线，顶起千斤顶，作慢车工作状态下的收放情况对比，收放起落架10次，未见异常；测量前起落架各部间隙，均符合规定1.4检查前起落架锁臂、锁槽．表面光滑无毛刺，摇臂转动灵活。测量前起落架开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙h值为3.5mm，其值虽在上极限，但仍住规定值的允许范围内。1.5模拟飞机着陆状态，发动机在小转速液压泵处在卸荷末期，先放襟翼减速板，紧接着放起落架，再次进行收放起落架的试验(将地面油泵车压力调至80kgf／cm2。)。这样的试验共做了12次，其中3次主起落地已开锁并放到位，主起落架放下指示灯亮后，前起落架仍未开锁。等到系统压力恢复至所调压力值时，前起落架才开锁并放到位，但前起落架开锁时响声很大。2、原因分析针对模拟收放试验中该机前起落架3次出现开锁难、放下晚的情况，检查组集中分析了该机前起落架开锁动作筒工作失常导致前起落架放不下的可能性。如图（4）所示，正常情况下，前起落架开锁 动作筒的工作可分为三个阶段：第一阶段，活塞杆伸出长度h为2—3.5mm，消除活塞杆与开锁臂的间隙；第二阶段，活塞杆伸出长度L为20-21mm，锁钩机构开锁，活塞上(右)端面在“B”管咀通油孔的边缘；第三阶段，活塞杆伸出长度S为29～31mm时,“B”管咀打开，前起落架收放动作筒通油工作。一般情况下，只要能够达到上述的顺序条件，就能保证先开锁后放起落架。经测量，该机h值为3．5mm，L值为20.5mm，S值为30.5mm。从测量情况看，该机除h值在上极限位置外，其余均正常。根据开锁动作筒的作原理可知，当h值分别在上极限位置(3.5mm)极限位置(2mm)时,值达1．5mm。对于一个既定的开锁动作筒而言，如果当其h值为2mm时，活塞杆伸出L后锁钩机构即开锁，而此时活塞上(右)端面又正好处在“B”管咀即将通油的边缘的话，那么，当其h值因某种原因变为3.5mm时,活塞杆伸出L后，就可能出现在锁钩机构尚未开锁(需要活塞杆再伸出1.5mm才能开锁)的情况下，“B”管咀的油路已通，前起落架收放动作筒的上腔已提前通油，使前起落架产生一个放下力矩，而该力矩又通过支柱上凸部的锁槽作用在锁块上，增大相互的摩擦力，如此时液压系统压力小于80kgf／cm2。，此摩擦力与锁簧拉力之和就很可能大于前起落架开锁动作筒活塞杆的开锁力，造成前起落架开不了锁、放不下。为进一步判明该机此次故障是否符合上述分析，检查组在地面做了如下试验：用手摇泵给开锁动作筒的“A”管咀加压，并拆开“B”管咀接头(便于检查“B”管咀的通油时机).查发现，活塞杆伸出长度21mm起落架锁钩机构尚未开锁，而“B”管咀开始通油。这项试验结果与以上分析完全吻合为什么该机在翻修出厂后的445个飞行起落中，工作都正常，而到第446个起落着陆时前起落架放不好呢?为什么发生问题后，地面收放起落架102次均正常呢?检查组分析，这可能是因为在液压系统压力较大(80～lOOkgf／cm2。)时，虽然也存在开锁动作筒“B”管咀通的问题，但由于开锁动作连续(中间不停顿)，动摩擦力较小，所以，前起落架放不下来的故障就暴露不出来。而只有在小压力、连续收放和开锁停顿等几个因素同时存在的情况下，前起落架放不下来的故障才会发生。据飞行员反映，该机本次飞行是小航线着陆，着陆放起落架前飞行员可能使用了减速板。因此，当时的情况就可能是：飞行员使用减速板时，液压系统已处于卸荷末期，系统压力很小，放减速板后，压力进一步减小，接着再放起落架，则压力减至更小(据地面试验，压力可减小至0)，使开锁动作筒活塞杆的伸出过程有停顿，使开锁动作不能连续完成。而在液压系统压力回升时，“B”管又恰通油，因而收放动作筒对锁钩机构施加了压紧力，增大了开锁摩擦力。所以，在这次着陆时，小压力、．连续收放和开锁停顿等几个因素恰好向时具备，致使前起落架开不了锁、放不下，加上该机本次是小航线着陆，从飞行员放起落架到飞机着陆接地的时间缩短，在液压系统压力尚未回升到足以使前起落架开锁放出之前，机头已接地。3、结论根据以上分析，开锁动作筒活塞杆与开锁臂之间的间隙偏大(虽在规定范围内，但处在上极限)是造成该机本次着陆时前起落架未放好的直接原因。三、总结：通过以上的分析说明，歼七飞机起落收不上、放不下、动作筒错为等故障，其原因主要是油液污染，油泵的供油性能不足和某些设计缺陷等，经过理论计算，检修或实验，可以把问题透明化，就有可能更好的解决问题，为提高飞机的飞行品质和可靠性提供了保障，提高了飞行安全系数，最后，也可能为航修企业提供一些必要的规则。四、致谢：我毕业设计及毕业论文的完成，得到了很多同学和老师的帮助，因此，我要向他们表示最真挚的感谢。历经近三个月的时间,我的论文终于圆满完成,这不仅仅是我完成了老师下达的任务,更是对我大学整个专业知识的一次升华!在写论文的过程中,我深深感觉到我的专业知识还待进一步的完善,基础知识还得进一步夯实!知识面的狭窄是我完成这篇论文最突出的一个问题,在充分认清了我的不足后,我更加努力地利用我打工业余的时间来搜集大量的专业资料,并尽量吸收其中的精华,最终通过自己的独立思考将之转变为自己的东西,并在一定程度上提出了自己的一些见解,较成功的实现了由理论转为实践的最终目的!当然,论文能顺利完成离不开指导教师的教诲,特别在学期的实习中,您一直灌输我们“多思考,多动手”的意识,这在我构思论文时去积极的独立思考并解决一些实际的问题起到了很好的启蒙作用!在此向您及所有的指导教师道一声:您辛苦了!在以后的工作中,我会继续秉承您的教诲,以一个优秀员工的行动给老师争光,给航院添彩!完成论文期间我并没有专业实习的机会,虽然我很努力地去写好我的论文,但由于自己的知识面的狭窄及实习经验的匮乏,这篇在时间上相对紧迫的论文难免会有一些漏洞或不足,恳请您的谅解! 谢谢您,老师!同时还要感谢我的同学们，三年的大学生活，他们帮助我学到了很多，使我懂得了很多道理，同时也打下了良好的基础，我才能顺利的完成这次的毕业论文设计，以及能在以后的工作生活中，不断的开拓进取。再次的感谢你们，谢谢！五、参考文献1．史纪定．液压系统故障诊断与维修技术．北京：机械工业出版社，1990．7．2．某型飞机地勤培训教材第二册．西安：航空工业总公司第603研究所，1995．10．3． 黄树执．歼七飞机构造讲义〔M〕．空军工程学院，1987：70- 714． 杨闽桢．飞机机体传动与控制〔M〕．空军工程学院。1986：276-287
要考飞机维修人员执照的话，必须要有一定年份的工作经验才能报名，根据不同情况不同时间。工作经验需要所在单位质量部门开具证明。所以你如果没有从事过飞机维修工作的话应该是不能考的。各个公司招聘成熟维修人员一般也都是执照和3年以上工作经验都要求。
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