第二章 设计飞机的依据
现代飞机，性能不断提高，结构也越来越复杂，所以说，飞机是一种很复杂的工程系统。因此，飞机研制工作很复杂，周期比较长，需要耗费大量的人力和资金，这就要求设计部门必须慎重地对待，绝不能轻易、随便开始新机设计种。实际上，盲目从事任何一项工作都会造成返工和浪费。在飞机设计领域里，这种教训非常多，应该引起我们足够重视。
从大的方面来说，民用飞机是为发展国民经济服务的，军用飞机则是为国防事业服务的，因此，设计新飞机的根本依据也就应该是国民经济和国防上的需要，这是不言而喻的，也是设计者应该牢记的宗旨。由于飞机设计是一项具体的工作，所以还需要把这种需要细化和量化，形成具体的、明确的设计依据。这种依据通常有3个项：1.经过批准的“某某飞机的设计要求”；2．国家颁发的各种飞机的相应设计规范和适航性条例等通用技术文件；3．由总设计师单位研究确定的该机总体设计指标。
此外，在飞机总体方案的设计和优化过程中，还需要有合适的、能够对设计方案进行全面评价的准则。
上面所说的飞机设计的各项依据和评价设计方案优劣的准则，都应该是可以度量的具体指标。如果设计工作依照这些指标的要求进行，则设计的成功率和投产率就会提高。
§2.1 飞机的设计要求
无论是设计新飞机还是对现有的机种进行改型设计，均需要有明确的、完整的设计要求。飞机的设计要求是一项重要的技术文件，它是飞机总体设计工作的出发点和最主要的依据。
一、飞机设计要求的基本内容
对军用飞机而言，设计要求通常称为“战术技术要求”，对于民用飞机则是“使用技术要求”，这些设计要求没有固定的格式，通常包括：
（一）飞机的类型和基本任务
这是对所设计飞机最基本的总要求，应该具体、明确。
对于民用飞机，除了要指明飞机的类型（旅客机、货机、客货两用机或其他类型的专业飞机等）外，还应指明是干线飞机还是支线飞机，准备在哪些航线上使用以及所需适应的地理条件和气象条件等等。
如果是军用飞机，除需指明飞机的类型（轰炸机、歼击机、强击机或其他专用军用飞机等）外，还应明确基本的战斗使用要求和作战对象。例如歼击机，应明确其主要任务是空中格斗还是拦截；轰炸机和对地攻击机，应指明武器配备方案、突防攻击方式及主要的攻击目标；对于预警机、反潜机、巡逻机、垂直和短距起落飞机、舰载机等特殊用途的飞机，则更应该有明确、具体的任务要求。
不可能要求一架飞机是万能的，对“多用途”飞机的问题已有过很多争论。实践证明，要求一架飞机有多种用途并不是好办法，但“一机多型”的做法却不乏成功的先例，故也可以在设计要求中提出“一机多型”的设计思想，让飞机的总体设计方案考虑留有改型的余地。 有时为了能更具体地明确所设计飞机的用途和使用情况，也可以给出典型的飞行任务剖面图（Flight Profile），如图2.1所示。
图2.1 典型飞行任务剖面图
飞机的飞行剖面图是表示飞机为完成某种典型的飞行任务而绘制的飞行航迹的图。按航迹所在的平面分为：垂直平面的飞行剖面图和水平平面的飞行剖面图。当然，完成同一项飞行任务，往往可以有多种不同的途径，因而也就存在多种飞行剖面图。而且就一种飞机而言，也绝不可能总是机械地重复完成某一项完全相同的飞行任务，这里所要给出的飞行剖面图只是其中一种最典型的或是最能代表飞机特征的飞行剖面，作为飞机设计的依据。
（二）飞机的有效载荷
对民用飞机来说，有效载荷是指旅客和货物等，对于军用飞机来说是指空勤人员、武器装备和弹药等。
可以说设计飞机的直接目的，是要能够装载所给定的各种有效载荷。有效载荷是根据对飞机的任务要求而确定的。民用飞机是一种运输工具，其任务就是运送旅客和货物，军用飞机是一种武器装备，设计的目的就是要携带足够的武器完成作战任务。因此，在进行飞机设计时，首先必须考虑保证满足有效装载的要求，通常在设计要求中应具体给定以下的载荷： 1.空勤组的人数。一般军用飞机乘员的质量，包括降落伞在内按每人95kg计算，民用飞机按每人80kg计算。
2．军用飞机的武器装备，包括机炮、火箭、导弹、炸弹等等的数量。如果对具体的武器布置方案不做具体规定，也需要对所必须携带的武器和总的载弹量做出明确的规定。
3．对于旅客机要给定旅客的人数及所要求的客舱等级和舒适程度；对于运输机，需给定
总的载货量及所运送的主要货物的类型和几何尺寸。
4．对于其他各类专业飞机，需给定其特殊的装置及专用设备的型号、尺寸和质量。例如，农业飞机的播种、喷药装置；航测飞机的测量和照像设备；预譬机的雷达和天线装置等等。 （三）飞机的飞行性能指标
飞机设计师总希望他所设计的飞机性能最先进，起码要比现有同类飞机的性能要好，否则就没有必要来设计新飞机。但是随着航空科学技术的迅速进步，飞机的飞行性能也在不断提高，在这种情况下，不可能也不必要要求飞机的每一项飞行性能都是最先进的。假如要求一架飞机各方面的性能指标都最高，是很难做到的，或是要付出极大的代价，因而得不偿失。因此，不同的飞机对各种飞行性能指标的要求也是不同的，在拟定飞机设计要求时，关键是要对飞机的基本任务进行认真的分析研究，合理具体地提出各项飞行性能指标。
例如，要设计一种截击机对国防要地执行防空任务，其主要攻击对象是来犯的轰炸机，基本的作战方式是在警戒雷达发现敌情后，迅速升空，以尽量大的上升，抢占有利高度，截击敌机。对于这种飞机，最主要的性能指标是爬升率和升限。为此，推重比要大，重量要轻，而载油量可适当减少，航程也不作主要要求，因为重点不是空中格斗，所以对机动性的要求也不是首要的。因此，和升限是最主要的，其他指标则不必很突出。总之，在飞机的设计要求中，必须根据飞机主要飞行任务的需要，提出具体的飞行性能指标。 y v y v y v 飞机的飞行性能很多，在设计要求中只能提出其中一些主要指标，通常有： 1．飞行速度和高度指标：包括在给定高度上的最大平飞速度或最大飞行M 数、巡航速度、巡航高度、静升限及某些军用飞机（如高空拦截歼击机）的动升限等等。
不同用途的飞机对飞行速度和高度特性的重点要求有很大差别，有的要求最大速度，有的则要求巡航速度。
2．耐航性能指标：包括最大航程、最大续航时间、军用飞机的作战半径等等。对于旅客机、运输机和轰炸机等重点是航程；巡逻机和预警机是续航时间，战斗机则是突防距离和在战区留空作战的时间。
3．起飞着陆性能指标：主要是起飞离地速度和起飞滑跑距离、着陆接地速度和着陆滑跑距离、对机场跑道等级的要求等等。
4．机动性能指标：对于普通的旅客机和运输机，这方面的要求不很高，只要能满足常规的机动要求和能够抗拒突风载荷就可以了。但它对于军用飞机，尤其是歼击机则十分重要，对其作战的效能影响很大。
飞机的机动性是指飞机改变其飞行高度、速度和方向的能力，也就是所谓的高度机动性、速度机动性和水平机动性，包括飞机的爬升率、水平加速度和盘旋转弯半径的大小等等。 通常以上这几项机动性能都应给出具体的指标。
除了上述几方面最基本的要求之外，还可能提出一些关于电子对抗、隐身性能、飞机使用维护特性、翻修周期、使用寿命、设计制造期限、研究进度、研制经费、使用经济性以及采用某种新技术等要求。不同的飞机，其设计要求的内容，可能差别很大，项目的多少、内容的繁简程度都可能不一样，有时对某一方面的指标详细提出，但有的项目则不做规定，而是留给设计部门自行决定。
二、飞机的设计要求举例
（一）一种歼击机的设计要求
1．飞机的类型与任务
要求设计一种突出空中格斗性能的轻型歼击机，主要用于国土防空，作战对象是性能相当于××型号战斗机的入侵飞机。
2．性能指标
（1）最大飞行M数，M max≥2.0，实用升限H≥20km
（2）具有优越的机动性
最大爬升率V ymax≥300m/s（H=0 M=0.9）
最大盘旋过载≥5.3(H=5km M0.9）
≥3.5(H=1lkm M1.2）
加速时间：在H=9km高度，从M0.9加速至M1.5的时间≤55s
〔3）转场航程≥2000km
作战半径≥400km
（4）起飞滑跑距离≤600m
着陆速度≤260km／h
3．采用四余度电传操纵系统和直接力控制等主动控制技术。
4．采用电子干扰装置和红外诱饵弹。
（二）一种旅客机的设计要求
1．飞机的类型和任务
在国内航线上使用的远程客机。
2．可载旅客人数，约200人。
最大商务载重≥35000kg
3．飞行性能
最大巡航速度≥900km/h
最大油量航程≥4000km
起飞距离≤2000m
着陆距离≤1600m
4．进场噪声水平≤106dB
三、飞机设计要求拟定的过程
拟定飞机的设计要求，一是根据实际的需要，二是考虑客观条件的可能。
飞机是一种技术工具，首先要根据国民经济和国防上的实际需要来设计。飞机的设计要求通常由使用部门提出，民用飞机首先由民航局等使用单位根据民航运输及其他方面的需要提出基本的设计要求；军用机由军事部门，根据国防上的需要，通过军事系统的科研机构和战术技术论证部门，在分析研究当今航空技术发展水平、敌我双方的空军及其他军事力量以后，提出设计新飞机的要求。
在设计新机的基本要求提出以后，国家领导部门一般要组织有使用部门及飞机设计部门
等各有关单位参加的论证会，最后将飞机的设计要求确定下来。
飞机的设计要求，有时也可能由使用部门与设计部门共同拟定，或由使用单位委托设计单位拟定，甚至有时是由设计单位，根据实际需要和可能自行拟定，并提出满足这一要求的设想方案，征求使用部门同意，经审查批准后确定的。拟定飞机的设计要求，是一项很重要的工作，设计要求提得合适，能很快地设计和制造出优秀的新飞机来，如果要求提得不合适，则可能造成人力、物力的浪费，收不到好的效果。
另一方面，在拟定飞机设计要求时，还必须全面考虑实际的客观条件。例如经费条件的限制，航空科学技术水平的限制，生产设备和试验设备条件的限制，以及材料和机载设备配套产品等方面的实际问题。
§2.2 飞机的设计规范和适航性条例
前一节所讲的飞机设计要求，是开展飞机设计工作的前提和最根本的依据。除此之外，飞机设计工作还必须严格遵守有关的设计规范和适航性条例的各种规定。
飞机设计规范和适航性条例，是指导飞机设计工作的通用性技术文件，对各类飞机作了许多指令性规定，包括设计情况、安全系数、过载系数、重量极限、重心位置、重量分配、操纵性、稳定性、配平、飞行载荷、飞行包线、突风载荷、起飞与着陆、强度和变形、结构试验、飞行试验、飞行品质、使用极限、起落装置、动力装置、飞机设备、操纵系统、安全措施等。在进行飞机设计时，必须遵守有关的规定，以保证设计的成功。
飞机设计工作是一个创造性和科学性相结合的过程，创造性是指所设计的飞机要有创新之处，科学性要求不脱离实际，不违反客观规律。如果说，在拟定飞机设计要求时注意到了创新，那么飞机的设计规范和适航性条例则是使创新得以实现，使飞机设计符合客观规律的技术保证。
飞机设计规范和适航性条例是在飞机设计实践过程中逐步形成的。最初并没有什么规范和条例，设计工作具有很大的盲目性，设计出来的飞机经常毁坏，不得不在强度方面做出某些限制和规定，于是首先出现了强度计算手册、强度设计指南和强度规范等指令性文件，使飞机结构不致毁坏。但是，仅有强度规范还不能保证不发生飞行事故，于是需要更全面地考虑如何保证所设计飞机在使用过程中的飞行安全性。经多年努力，逐步发展成目前对飞机设计和使用给出全面要求的设计规范和适航性条例，成为飞机设计工作必须遵守的指令性技术文件，这种技术文件通常是由国家最有权威的部门制定和颁发，具有法律的性质。
应该指出，目前在世界上并没有统一的飞机设计规范和适航性条例，航空事业比较发达的国家，都各自制定飞机设计规范和适航性条例。我国在积累了飞机设计和飞行使用的经验和许多科学试验的基础上，有关部门已陆续拟定出了一些这方面的技术文件，可供飞机设计时使用。例如，由航空工业部颁发出版的《军用飞机强度规范》、《飞机设计员手册》、《航空气动力手册》以及民航总局颁发的《民用飞机适航性条例》等等。当然，我国在这方面的工作还不够完善，不能完全满足当前飞机设计工作的需要。
英、美和前苏联等国所使用的飞机设计规范和适航性条例如表2.l所示。
表2.1
英 国 美 国 前 苏 联
军用机 皇家空军和海军飞机的
设计要求
A．P．970
军用飞机设计规范
（MIL）
飞机设计的一般要求（OTT）
飞机强度规范
民用机 英国民用适航性要求（BCAR）
西欧联合适航性条例（JAR）
联邦适航性条例
（FAR）
民航机适航性规范
（НЛГС－2）
还应指出，任何一册飞机设计规范以及其中每一项具体条文都是具体针对某一类型飞机的，有一定的适用范围，往往还注明某些附加条件，在阅读和使用时需要加以注意，此外，随着航空科学技术的不断进步，以及飞机设计和飞行实践经验的不断丰富，飞机的设计规范和适航性条例也要随之发展，有的条文要修改和补充，使用时也要注意。
§2.3 关于飞机的总体技术指标
过去的飞机不太复杂，可以由一个不大的设计单位，少数人用不太长的时间就能完成一架飞机的设计任务。现代飞机的性能要求越来越高，结构越来越复杂，发动机、各类设备及各个系统也日益复杂，从而使飞机总体设计的工作量大为增加。为了完成飞机的设计工作，须要有飞机设计专门的研究所，通常称之为主机所。主机所由各个技术领域的专家和大量的各类专业技术人员组成，并且拥有自己的专业试验室和试制生产车间，是专门进行飞机设计工作的庞大的组织机构。
此外，为了能高效率地完成飞机复杂的设计任务，飞机设计研究所还必须依靠国家的航空科学研究机构和各类专业研究所及辅机所的预研成果以及飞机试制生产工厂和飞机使用部门的帮助和配合。
飞机设计本身也是一个复杂的工作过程，需要反复迭代逐渐逼近地进行大量的计算、绘图和科学研究，这样在技术管理上就很复杂，需要按系统工程的方法来进行组织。首先就需要有明确的技术设计思想和在各部门和各设计阶段中都适用的技术经济指标，在总体方案设计阶段就是飞机的总体技术指标。
总体技术指标，通常是由总设计师和总体设计部门根据国家所下达的飞机设计任务和所给定的设计要求而制定的。制定总体技术指标的目的是为全面指导和协调飞机整个设计工作，其内容不应与给定的设计要求相矛盾，而只能是飞机设计要求的具体化和补充，以保证设计出来的总体方案能全面满足设计要求，此外，设计单位在拟定总体技术指标时，还应考虑要与飞机的设计规范相一致，必须遵守国家颁发的飞机设计的各种有关标准、条例和规范等文件，但同时还必须根据当今和今后一个时期内航空科学技术的发展，使所定总体技术指标不致落后，能保持飞机设计方案的先进性和实际实现的可能性。
总体技术指标应该包括全局影响飞机方案设计的各方面，既重要又复杂，同学们在学习本课程和进行飞机总体方案毕业设计过程中，只能参照过去的飞机情况来进行考虑。表 2.2列出了一些军用飞机的统计数据。
表2.2国外一些军用飞机统计数据表
飞机名称 类型
原型机
试飞年代
限制M数
限制升
限（M）
最大航程
（km）
最大速压
q max
(kg/m2)
最大过载
n ymax
载弹量
(kg)
ΜИГ-15歼击机 1947 1.0 15500 5500 8.0
ΜИГ-17歼击机 1951 1.15 6400 8.0
ΜИГ-19C歼击机 1952 1.6 17900 1390 7000 8.0 500 F-100D 战斗机 1953 1.2 12250 2100 6120 7.3 3400 F-102 截击机 1953 1.25 16400 6120 7.3
F-104 战斗机 1954 2.02 17680 2000 9350 6.0 2177 F-105D 战斗轰炸机1955 2.1 15850 2100 10900 8.5 5900 F-106A 截击机 1956 2.4 1740 2400 9350 7.3
F-4 战斗轰炸机1958 2.4 16580 2400 9350 8.5 7250 F-5E 战斗机 1963 1.7 15790 2400 8150 7.3
F-111A 战斗轰炸机1964 2.2 15500 10000 8150 5 8250 ΜИГ－21ПΦ歼击机 1955 2.35 19500 1300 8150 7
ΜИГ-23歼击轰炸机1966 2.35 17800 2900 8790 8.5
F-14 战斗机 1970 2.4 18000 4600 12160 7 8255 F-15 战斗机 1972 2.5 18300 4631 9 7260 F-16 战斗机 1974 2.0 15240 4070 9 4763 幻影Ⅰ 战斗机 1956 2.15 17000 3330 9350 8.0
P-1（闪电）战斗机 1954 2.3 18300 2040
F-1F 战斗机 1966 2.4 20000 3300 10075 8.6
幻影2000 战斗机 2.3 20000 1500 5000 狂风 战斗攻击机1974 2.2 15000 5000 7.5 7500 ΜИГ-25截击机 1965 3.2 24400 3000 4.0
SR-71 侦察机 1964 3.5 26600 4800 2860 2.5～3
U-2 侦察机 1955 0.8 955 3.0
A-7E 攻击机 1965 1.12 14780 3671 1195 7.0 6805 A-10 攻击机 1972 0.7 11000 2000 3400 6.5 7250 C Y-20/17 歼击轰炸机1967 2.1 18000 1500 8150 6.5 4000
ИЛ-28轰炸机 1948 0.78 12300 2260 3000 4.5 200C T Y-16 轰炸机 1952 0.95 12800 6000 2300 3.0 9000 B-47 轰炸机 1947 0.86 12340 6500 3400 2.8 10000 B-52 轰炸机 1952 0.9 16765 16093 2650 2.8 27000 B-57B 轰炸机 1953 0.85 14480 4180 4350 5.0 2700 B-58A 轰炸机 1956 2.4 18300 4850 6060 3.0
SAAB-37 战斗机 1967 2.0 185000 2000 9360 8.0
B-1 轰炸机 1974 2.2 11000 27200 RB-57F 侦察机 1960 0.825 1120
表中所列是一些比较典型的军用飞机已经具体达到的的重要指标。统计数据可能有误差，但可供设计同类同量级飞机时参考。
1．最大使用过载n ymax
n ymax主要是按对飞机机动性的要求来定，机动性要求低的，n ymax取小一些，机动性要求高的就要取大一些。现代的歼击机特别强调要求具有良好的机动性，因此也就要求n ymax尽量的大，但这时要受到飞行员承受过载能力的限制。试验结果表明，人所能承受过载的能力与人体的姿态、过载的方向和过载的作用时间等都有关系。一般的飞行员，在不使用抗荷装置的情况下，在几秒钟内能承受不大于8的正向过载（惯性力由头部指向臀部），和不大于4的负向过载（惯性力由臀部指向头部），因此，飞机的最大使用过载应限制在+8g～-4g的范围内。而对于以空中格斗为主要作战任务、要求机动性特别高的飞机，如果要突破这个范围，则需要采取特别的抗荷措施。例如美国的F-16战斗机n ymax为9g，在持续机动时则需要把飞行员坐的姿势改为半躺式的姿势。
n ymax实质是一项关于飞机结构强度的指标，如果这个指标取得比较大，则飞机结构的强度就高，因为n ymax关系到飞机在各种设计情况下所要承受载荷的大小，是对飞机设计具有全局性影响的一项指标。如果从减轻飞机结构质量的角度来说，n ymax取小一些是有利的，但是从飞行使用的观点来看则不能取得太小，尤其是对于高机动性的战斗机，过载取得小了就意味着飞机机动性的降低。例如，苏朕的ΜИГ-25飞机，虽然其最大飞行M数可以达到3以上，但由于其使用过载取得很低，只有+4g～-2g，所以其空战性能比较差。
对于民用飞机，从飞行安全的角度来说，过载也不能取得太低，否则当飞机在大速度水平飞行时，如果突然遇到一阵强上升气流，就有可能发生危险。
最大使用过载值取多大，应对飞机的设计要求进行全面分析后确定，一般以执行空战任务为主的歼击机应取大一些，在+8g～-4g以上，其他飞机应该尽量取小一些。
2．最大最大速压q maxmax
飞机的最大速压q max对应于飞机设计要求中所给定的在某一高度上的最大平飞速度，是一个定值。q max代表飞机速度特性的指标，飞机在飞行过程中很可能会突破这个限制（例如从某一高度大速度平飞转入下滑俯冲中），但是又不能允许最大速压无限制地增加，而必须限制在
一定的范围之内，这个范围就是最大最大速压q maxmax，显然它要比q max大一些，它们之间关系是：q maxmax =q max+△q。
作为飞机的总体技术指标q maxmax，也是飞机设计时的限制条件，其大小直接影响飞机的局部气动载荷，即机体表面的压强。因此，对减速板、座舱盖、进气道和各种舱口盖等的强度及弹射救生系统的设计都有关系。
q maxmax最主要的影响是在飞机的气动弹性，即飞机的刚度方面。从气动弹性的角度来说，飞机的刚度要求与q maxmax成正比，所以也可认为q maxmax主要是飞机刚度的指标。
从减轻飞机结构质量的角度来讲，q maxmax小一些比较好，但从气动弹性的角度来看，为了保证飞机在飞行过程中不致发生机翼和尾翼颤振、副翼反效和气动弹性发散等危险现象，q maxmax 又不能定得太小，对于高速飞机通常取q maxmax不大于10000kg／m2，或是令其对应某一高度的飞行速度比v max大10％～20％，这个速度也就是飞机颤振、反效和气动弹性发散临界速度的下限。
图2.2 飞机的飞行包线
3．温度指标
对于超音速飞机，飞行M数的提高使得飞机气动加热的现象越来越突出，它对机体材料的选择、结构和机载设备的布置以及飞机隔热冷却系统的设计等方面都有影响，所以有时对温度的限制将会超过对飞行M数的限制。
在飞行过程中飞机结构表面所受到的气动加热，在驻点处可用下式计算：
T0=(1+0.2M2)T H (2.1) 其中，T H是在飞行高度H上的大气温度〔K）。
非驻点处的温度与结构的热传导、热辐射和吸收的情况有关，在总体设计阶段无法精确计算，但是对于金属蒙皮的结构，由于是气动强迫加热，只要1～2分钟即可达到平衡壁温，
蒙皮平衡温度可用以下的近似公式计算：
T蒙皮=（1+kM2）T H （2.2） 其中，系数k≈0.16～0.18。
在初步方案设计阶段，可以用（2.1）或（2.2）式计算所得的温度值作为设计指标。
此外，在操纵性和稳定性方面，关于静稳定裕度、飞机质心使用的前后限，在使用维护方面，再次出勤时间、翻修间隔时间及飞行使用寿命等等也都可以给出总体技术指标。
在对飞机的设计要求经过认真分析研究之后，有时飞机总设计师单位还给出所设计飞机的飞行包线（Flight Envelope），如图2.2所示。
飞行包线是飞机飞行速度和飞行高度的范围图，并不是单项的技术指标，而是综合了几项指标，比较形象地表明，飞机设计方案应该满足各方面的要求，以保证能够实现在包线范围内的飞行。
§2.4 评价飞机设计方案的准则
当总体设计方案能满足飞机的设计要求和有关的设计规范时，则可以认为这个方案是可行的，但它并不一定是最佳方案。在飞机设计过程中，常需要对若干个可行的方案进行对比分析，做出评价，进行优选。通常称之为方案论证。
对设计方案进行评价和优选，需要有合适的评价准则。过去，常常只按个别主要性能的优劣对飞机设计方案进行评价。例如，对于歼击机，常认为速度比较大、升限比较高的设计方案好，对于运输机和轰炸机，认为航程远、载重量大的方案最佳。虽然这种办法，在过去的一个时期里，对飞机的发展起了推动作用，但是对于日益复杂的现代飞机而言，这种仅代表单项性能的评价方法并不科学，不能对飞机设计方案的优劣做出全面、正确的评价。因此，需要寻求能够综合性地对设计方案进行全面正确评价的准则，对这种评价准则的基本要求是： 1．对飞机提出的各种设计要求应尽可能全面地反映出来，应包含需进行优选的各种参数和性能；
2．可以度量的值，应该可以对其进行定量的分析计算；
3. 在不同的设计阶段，所使用的评价准则之间不能有矛盾。
这种准则应该有根有据，必须能反映所设计飞机的主要目的和任务。对于军用飞机，应反映其作战效果和满足战斗需要的程度；对于民用飞机，应反映在保证安全、舒适的情况下，能否最经济地运送旅客和货物。
由于现代飞机的复杂性，要想找到一种普遍通用的统一的准则并不容易，但具有一定的通用性的准则却是存在的。例如：
1．重量准则
在飞机总体方案设计阶段，可以把飞机的起飞重量G0作为评价准则，寻求能满足设计要求并使G0最小的设计方案。
在设计过程中，要减轻飞机的重量，经常会遇到与降低气动阻力、降低结构制造成本以及提高使用寿命等其他方面的要求相矛盾的情况。因此，需找出飞机重量与其他方面要求之间的内在联系，将气动阻力、制造成本等折算成等价的当量重量，从而与起飞重量G0总的评
价准则联系起来。
有时可以用有效载重系数0/G G G 有效有效=来做为飞机设计方案的评价准则，从重量角度说明飞机设计的完善程度。有效G 较大的方案，表示在同样满足飞机设计要求的情况下，飞机的起飞重量较小，因而是比较优越的方案。 2．经济性准则
对于民用飞机，经济性是十分重要的，常用吨－公里成本费作为评价民用飞机设计方案优劣的准则。 0G 对于货机为：吨－公里成本；旅客机为：乘客－公里
成本
；
农业机为：
亩
成本 经济性准则从经济性的角度综合代表了飞机及其各部件的重量特性、发动机特性、飞机的气动特性和飞行性能、飞机的制造成本和寿命以及飞机的使用维护性能等各方面的完善程度。
对于军用飞机，一般不宜单独用经济性作为评价准则，因为军用飞机虽然也要求有一定的经济性，但最重要的则是其战斗力和生存力。如果所设计的飞机战斗力不强，不能很好地完成其作战任务或是作战效能不高，即使是其成本很低、价格很便宜也不能算是好的飞机，而飞机的战斗力一般是无法简单地用经济性来衡量的。一个极端的例子是目前正在发展的隐身飞机，昂贵的代价只是为了提高其在战斗使用过程中的生存力，如简单地用经济性准则来衡量它，肯定不合适。因此，军用飞机有时可以用综合其成本费用与作战效能的参数——费效比做为全面评价的准则。
民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文 民用飞机气弹簧设计分析 唐行微 （上海飞机设计研究院结构部，中国上海201210） 【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件，相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式，通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法，通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数，并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。 关键词气弹簧；民机舱门；可靠性 0 前言 气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件，在工程机械中，主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成，在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时，惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用，控制气弹簧的运行速度，其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元，通常用于提供手柄回弹的回复力，机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧，舱门设计中通常采用传统机械弹簧，这种设计存在两方面的劣势：一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢，在重量上需要付出一定代价，二是目前航空领域弹
簧制造主要通过辅助工具手工弯制，其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便，工作平稳，使用安全，成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧，定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势，舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。 本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用，对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究，给出了具体舱门气弹簧的设计步骤，同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例 某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为：360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中，通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用，控制门下降速度门在完全打开位置时，伸展到极限程度。 根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧，并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右，考虑摩擦力等影响，将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。 下图为飞机航截面投影面，两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。
基于4754A的民用飞机EWIS需求管理分 析 本文从网络收集而来，上传到平台为了帮到更多的人，如果您需要使用本文档，请点击下载按钮下载本文档（有偿下载），另外祝您生活愉快，工作顺利，万事如意！ 现代民用飞机的竞争很大一部分集中在飞机研发能力水平的较量，想要提高民机的研发能力，必须加强研发管理能力和系统集成能力。SA E A R P475 4A 规定的飞机研发流程是被FA A及E A SA承认并推荐的标准流程，其中的需求管理更是整个研发流程的核心。因此，借鉴国外的经验，结合自己的实践，建立一套完整的飞机需求管理体系是每个意图提高民机研发能力的飞机设计部门的迫切需要。 2 0 0 7年底FA A发出的FA R第2 5 -1 2 3号修正案“用于飞机系统/燃油箱安全性的强化适航程序”,首次正式提出了电气线路互联系统(EW I S)的概念，且增加了EW I S适航条款，从此新型飞机的研制必须把EW I S等同于其他功能系统，单独作为一个系统来设计和适航审定。适航需求是主要设计输入，必须在飞机整个研制阶段严格贯彻，且应提供适航需求传递，演变和变更的可追溯性，以及完整的设计过程证据文件。如果整个过程没有很好地记录下来，会严重影响
设计取证工作。因此建立飞机EWIS需求管理体系是适航审定的要求。 1 EWIS需求管理流程 概述 E W I S 需求管理的目的是按照S A EA R P 4 75 4A[1]要求，在飞机中实现基于需求的研制过程，将传递的需求作为飞机研制的依据，围绕着需求的捕获、分析、确认、验证和变更等工作，开展相关的研制工作。 需求的捕获和生成 EWIS需求的来源主要包括以下几种。 (1) 来自上层的需求即飞机级需求，飞机级需求自上而下向系统分解为系统级需求，系统级需求向下分配为EW I S元器件、组件级需求，进而指导和开展EW I S元器、组件设计。典型的与E W I S 相关的飞机级需求为：“飞机应具有提供和管理能量(包括液压和电能)的能力”，以及“飞机应具有为设备之间提供通讯的能力”。EW I S 需求工程师应在飞机总体专业发布的文件中捕获与EW I S相关的需求。 ( 2 ) 来自公共专业领域的需求，包括适航需求、安全性需求、可靠性需求、维修性需求、电磁防护需求等。其中，适航要求是确保飞机安全飞行的最基本
机种介绍 ji z hong jie shao 民用飞机设计参考机种之一波音 787-8双发宽体中远程客机波音 787梦想飞机 (D rea m li n er 是波音民用飞机集团研制生产的中型双发宽体中远程运输机 , 是波音公司 1990年启动波音 777计划后的 14年来推出的首款全新机型。波音 787系列属于 200座至 300座级飞机 , 根据具体型号不同其航程可覆盖 6500~16000km 。 里程碑 2004 项目启动 2005. 1. 28 宣布设计研制 2005年第 2季度 构型设计冻结 2005. 9. 23 完成联合发展阶段初步设计 2009. 12. 15 首飞预计于 2010 年第 4季度
交付给启动客户全日空三面图波音公司研制 787使用了声速巡航者所提出的技术以及机体设计 , 并决定在 787的主体结构 (包括机翼和机身上大量采用先进的复合材料。这将使波音 787成为有史以来第一款在主体结构上采用先进复合材料的民用飞机。其重量比例将达到空前的 50%。在发动机方面 , 波音 787可选装通用电气 (GE 公司的 G enX 系列或罗 -罗遄达 1000系列。此外 , 波音 787作为在民用飞机上首次配备两种发动机提供标准的发动机接口界面 , 从而使波音 787飞机能够随时配备任一款制造商的发动机。由于采用了大量复合材料 , 同时采用新型的发动机和创新的流线型机翼设计 , 将使波音 787比目 前同类飞机节省 20%的燃油消耗 , 此外波音 787采用中型飞机的尺寸实现了大型飞机远程的结果 , 并以 0. 85倍声速飞行 , 更好地体现了其点对点远程不经停直飞航线的能力。波音 787将增大客舱湿度 , 降低客舱气压高度 , 乘客会感到更舒适。机上娱乐、因特网接入等设施将更为完善 , 机身截面形状采用双圆弧形 , 顶部空间也进行了优化设计 , 可为乘客提供更宽敞的空间。研制过程 2001~02年波音公司开始研制效率高 , 可以获得高额利润的客机 , 于是向市场推出声速巡航者 , 但
专生本《机械设计基础》课程考核大纲 课程性质：专业技术基础课 一、课程简介 机械设计基础课程是高等学校机械类及近机类专业的一门重要的专业基础课，综合运用高等数学、工程制图、工程力学、机械制造基础、公差及技术测量等课程的基本理论和生产知识，解决常用机构及通用零部件的分析和设计问题。同时也为后继课程打下必要的基础。 二、课程考试内容及所占比重：（基本概念25%、基本原理20%、分析20%、计算20%、综合应用15%） 三、考核方式：闭卷。 四、成绩评定方式：平闭卷考试成绩(占总评成绩的100%) 五、试题类型：选择题、填空题、判断题、分析简答题、计算题、作图题、结构改错等 六、试卷结构：选择、判断题（10题、20分），填空（10题、25-30分），分析简答(5题、25分)，计算（2-3题、20分）、作图题、结构改错（1题、5-10分） 七、理论教学内容 第一章绪论 一、学习目的与要求 通过本章的学习，使学生了解和掌握机构和机器的概念，了解机器的组成。了解本课程的性质、研究对象和学习本课程的基本要求和学习方法。 二、课程内容 第一节机器及其组成； 第二节本课程的性质和研究对象； 第三节学习本课程的基本要求和方法。 三、考核知识点 1、机器与机构的含义和区别。 2、构件与零件的含义和区别 3、机器按功能分，由哪几部分组成。 第二章机械设计概论 一、学习目的与要求 通过本章的学习，使学生了解和掌握机械设计的基本要求和一般过程，掌握机械零件的失效形式及设计计算准则
二、课程内容 第一节械设计的基本要求和一般过程 第二节机械设计的内容与步骤 第三节机械零件的失效形式及设计计算准则 第四节机械零件设计的标准化、系列化及通用化 三、考核知识点 1、机械设计的基本要求 2、机械零件的失效形式 3、机械零件的设计计算准则 第三章平面机构的结构分析 一、学习目的与要求 通过本章的学习，使学生了解和掌握运动副极其分类；理解常用平面机构运动简图的绘制方法；掌握平面机构自由度的计算及机构具有确定运动的条件。 二、课程内容 第一节机构的组成 第二节平面机构的运动简图 第三节平面机构的自由度 三、考核知识点 1、平面机构、运动副、自由度等基本概念 2、常用机构运动简图的绘制 2、机构自由度的计算 3、机构具有确定运动的条件 第四章平面连杆机构 一、学习目的与要求 通过本章的学习，使学生了解和掌握平面连杆机构的特点和应用，以及铰链四杆机构的类型和曲柄存在的条件。理解压力角、传动角、死点、急回特性等概念。掌握平面四杆机构设计的方法。 二、课程内容 第一节铰链四杆机构的基本类型 第二节铰链四杆机构的演化 第三节平面四杆机构的基本特性 第四节平面四杆机构的设计 三、考核知识点 1、铰链四杆机构的三种基本类型极其演化。 2、铰链四杆机构的基本特性 （1）曲柄存在的条件（2）急回特性（3）压力角、传动角和死点位置 3、用作图法设计平面四杆机构。 第五章凸轮机构
民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升
力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；
民用飞机主要系统有哪些 1、空调系统 2、自动驾驶系统 3、通讯系统 4、电源系统 5、防火系统 6、飞控系统 7、燃油系统 8、液压系统 9、防冰系统10、仪表系统11、起落架系统12、灯光系统13、导航系统14、氧气系统15、引气系统16、水系统17、发动机各个系统、发动机振动监测仪发动机接口控制装置18、主飞行控制系统19、驾驶舱控制系统20、照明系统21、内装饰系统22、控制板组件23、水/废水系统24、应急撤离系统25、氧气系统26、驾驶员座椅27、风档玻璃和通风窗28、风档温控和雨刷系统29、风门作动器30 航电系统31、高升力系统32、空气管理系统33、起落架系统图书目录编辑1．1 引言1．2 飞行控制原理1．3 飞行操纵面1．4 主飞行控制1．5 副飞行控制1．6 商用飞机1．6．1 主飞行控制1．6．2 副飞行控制1．7 飞行操纵联动系统1．7．1 操纵连杆系统1．7．2 钢索和滑轮系统1．8 增升控制系统1．9 配平和感觉1．9．1 配平1．9．2 感觉1．10 飞控作动装置1．10．1 简单的机械/液压式作动装置1．10．2 具有电信号的机械式作动装置1．10．3 多余度作动装置1．10．4 机械式螺旋作动器1．10．5 组合作动器组件（iap）1．10．6 先进作动机构1．11 民用系统的实施1．11．1 顶层比较1．11．2 空中客车的实施1．12 电传控制律1．13
a380飞控作动1．14 波音777的实施1．15 飞行控制、引导和飞行管理的相互关系参考文献控制系统编辑2．1 引言2．1．1 发动机/机体接口2．2 发动机技术和工作原理2．3 控制问题2．3．1 燃油流量控制2．3．2 空气流量控制2．3．3 控制系统2．3．4 控制系统参数2．3．5 输入信号2．3．6 输出信号2．4 系统实例2．5 设计准则2．6 发动机起动2．6．1 燃油控制2．6．2 点火控制2．6．3 发动机旋转2．6．4 油门杆2．6．5 起动顺序2．7 发动机指示2．8 发动机滑油系统2．9 发动机功率的提取2．10 反推力2．1l 现代民用飞机上的发动机控制参考文献燃油系统编辑3．1 引言3．2 燃油系统的特性3．3 燃油系统部件说明3．3．1 输油泵3．3．2 燃油增压泵3．3．3 输油阀3．3．4 止回阀（nrv）3．4 燃油油量测量3．4．1 油面传感器3．4．2 燃油油量测量传感器3．4．3 燃油油量测量基础3．4．4 油箱形状3．4．5 燃油的性质3．4．6 燃油油量测量系统3．4．7 福克f50/f100系统3．4．8 空中客车a3203．4．9 “智能型”传感器3．4．10 超声波传感器3．5 燃油系统的工作模式3．5．1 增压3．5．2 发动机供油3．5．3 燃油传输3．5．4 加油/放油3．5．5 通气系统3．5．6 用燃油作为热沉3．5．7 外部燃油箱（副油箱）3．5．8 应急放油3．5．9 空中加油3．6 综合民机系统3．6．1 庞巴迪“环球快车”3．6．2 波音7773．6．3 a340-500/600燃油系统3．7 燃油箱的安全
第一章机械设计基础概论 [复习题] 一、单项选择题 1．机器中各制造单元称为（） A．零件 B．构件 C．机构 D．部件 2．机器中各运动单元称为（） A．零件 B．部件 C．机构 D．构件 3．在卷扬机传动示意图中， 序号5、6所示部分属于（） A.动力部分 B.传动部分 C.控制部分 D.工作部分 4．如图为卷扬机传动示意图，图中序号3 所示部分属于( ) A.动力部分 B.传动部分 C.控制部分 D.工作部分 5．在如图所示的单缸四冲程内燃机中，序号1和10的组合是（）
6．如图所示，内燃机连杆中的连杆体1是（） A.机构 B.零件 C.部件 D.构件 7．在如图所示的齿轮—凸轮轴系中， 轴4称为( ) A.零件 B.机构 C.构件 D.部件 [参考答案] 一、单项选择题 1A，2D,3D,4B,5B,6B,7A 第二章平面机构运动简图及自由度 [复习题] 一、单项选择题 1．在平面机构中，每增加一个高副将引入（） A．0个约束 B．1个约束 C．2个约束 D．3个约束2．在平面机构中，每增加一个低副将引入（） A．0个约束 B．1个约束 C．2个约束 D．3个约束3．平面运动副所提供的约束为（） A.1 B.2 C.1或2 D.3 4．平面运动副的最大约束数为（） A．1 B．2 C．3 D．5 5．若两构件组成低副，则其接触形式为（）
A．面接触 B．点或线接触 C．点或面接触 D．线或面接触6．若两构件组成高副，则其接触形式为（） A.线或面接触 B.面接触 C.点或面接触 D.点或线接触7．若组成运动副的两构件间的相对运动是移动，则称这种运动副为( ) A.转动副 B.移动副 C.球面副 D.螺旋副 8．由m个构件所组成的复合铰链所包含的转动副个数为( ) A.1 B.m-1 C.m D.m+l 9．机构具有确定相对运动的条件是( ) A.机构的自由度数目等于主动件数目 B.机构的自由度数目大于主动件数目 C.机构的自由度数目小于主动件数目 D.机构的自由度数目大于等于主动件数目 10．图示为一机构模型，其对应的机构运动简图为（） A．图a B．图b C．图c D．图d 二、填空题 1、两构件直接接触并能产生相对运动的联接称为 _____________。 2、平面机构中，两构件通过面接触构成的运动副称为_____________。 3、平面机构中，两构件通过点、线接触而构成的运动副称为___________。 4、当机构的原动件数目___________其自由度时，该机构具有确定的运动。 5、在机构中采用虚约束的目的是为了改善机构的工作状况和______________。 三、计算题 1、计算如图所示机构的自由度。 2、计算图示机构的自由度，若含有复合铰链、 局部自由度和虚约束，请明确指出。 3、计算题如图所示机构的自由度，若含有复合铰链、
摘要：民用飞机是用于非军事目的的飞机，它主要是作为一种载人交通工具存在。在民用飞机的设计过程中，飞机的重量重心设计非常重要。民用飞机的重量有着独特的要求，民机重量的分类也有着特殊的标准。因此，民机设计时，需要对整个机身的部件进行重量估计。首先阐释了民用飞机重量设计的重要性，进而对民用飞机各部件的重量预测和控制进行了系统的分析，进而为民用飞机的安全运行奠定了重要的基础。 关键词：民用飞机重量设计 中图分类号：v241文献标识码：a文章编号：1007-3973（2012）004-034-02 1前言 安全是航空工程的第一要务，一般情况下，民用飞机的重量设计要比军用飞机复杂。在民用飞机的设计中，对重量和重心的设计有着独特的要求。在飞行过程中，民用飞机重心的变化要比军用飞机更加系统和复杂。民用飞机的重量设计指的是技术人员通过对飞机部件的设计，既要保证飞机重量的轻便，同时也要飞机具有良好的灵活性和平衡性。民用飞机的重量设计贯穿于飞机设计、制作以及营运的全部过程，对民用飞机的运行安全有着至关重要的作用。 2民用飞机重量设计的重要性 2.1有利于节约研发成本 随着当前经济的发展，现代民用飞机的研发和制作成本日益增长，研制的成本也越来越高。根据相关调查资料显示：在当前民用飞机的研制过程中，每1千克结构制作需要的人力大约为20人左右。所以说，如果相关的设计人员能够减少民用飞机制造的重量，这就能够节省大量的成本，提高民用飞机的经济效益。 2.2有利于飞机的整体协调性 民用飞机重量的各种使用性能指标与重量之间是紧密相连的，并且总是随着民用飞机空机重量的增大而下降。也就是说，在民用飞机运行的过程中，如果民用飞机的自重减轻，飞机的运行性能就会提高，如果自重增加，性能就会随之降低。所以说，民用飞机的重量设计对飞机的整体性能有着重要作用。 2.3有利于民机运营的经济效益 在民用飞机的设计研制过程中，其重量与飞机制造和运营的经济成本有着直接的关系。采取各种措施降低民用飞机的制作成本，保持其销售价格的逐步下降，进而提高民用飞机的经济性已经逐步成为当前民用飞机制造商的最终目的。因此，从民用飞机的重量设计入手，减轻飞机的重量就是从侧面提高飞机运营的经济型，进而提高在市场中的整体竞争能力。 3民用飞机设计的重量控制 民用飞机的重量控制指的是为了更好的能够保证民机在设计阶段所设计的性能指标的实现，而根据实际情况提出的确保实现目标重量的一种管理和技术相互结合的工程方法。在民用飞机的设计过程中，总体方案结束之后，民机的特征重量就已经确定，此时，民机相关部件及运行系统的目标重量也确定好了。因此，相关技术人员必须对起进行严格的控制，保证重量的合理性。要做好民用飞机的重量控制，就要做到以下几个重要的方面： (1)在民用飞机设计的过程中，要积极确立正确的目标重量值。一般情况下，民机的重量值是在设计方案的过程中逐渐形成的，与飞机的设计技术目标相适应。同时，相关设计人员要按照飞机重量设计的相应标准进行重量分类。在民用飞机重量设计中，重量分类是一个十分重要的概念，是重量工程的一个重要标准。通过有效掌握重量分类，能够为飞机重量设计提供重要的依据，保证设计工作的顺利运行。 (2)认真确定民机重量设计余值。民机的重量设计余值指的是在民用飞机设计的过程中，重量和平衡报告中还没有预料到的重量增量。一般情况下，在民机设计中，重量设计余值应
第二章机械设计概述 机械是人类进行生产和生活的主要体力劳动工具。随着生产技术的不断发展和人民生活水平的日益提高，机械产品品种和门类日益增多，例如，各种各样的金属切削机床、仪器仪表、工程机械、重型机械、轻工机械、纺织机械、食品包装机械、石油化工机械、产品加工机械、交通运输机械、海洋作业机械、钢铁成套设备、发电设备以及办公设备、家用电器、儿童玩具等等。在现代社会，人们运用各种类型的机械，以改善劳动条件，提高劳动生产率和产品质量。同时，随着经济的发展，人们也运用越来越多的机械，以提高自身的生活质量。可以说，国民经济各部门及人类自身生活中使用机械的程度，是整个社会发展水平的重要标志之一。 机械工程是在西方工业革命后形成系统的技术科学，从明代我国逐步引进了此技术，但是至今我们在机械设计方面不属于世界先进行列。主要问题是：1、缺乏技术价值观念。2、缺乏大量技术实践。3、教学与工厂实际脱离，把机械技术变成了读书，缺乏对机械技术的全面实践，培养的人不能动手，不会设计真实东西。 工业设计师应当是通才。从专业要求看，必须了解机械工艺、材料、成本等方面的内容，理解工程师的思维方式，才能够较顺利设计产品。 此课程主要培养学生在机械技术和设计方面的职业思维方式和行为方式，对机械产品有实际经验，通过拆装实验，讨论，解决实际产品设计，从中了解设计过程。 照传统说法，一切机器都可分为三部分，动力源、传动和执行机构。一切机器的作用不外两点，一是利用能量来代替微弱的人力、畜力，另一则用机器的运动来代替人手的动作。虽然两者都是为了减轻劳动，可是它们发展的历史却很不一样。能源开发是近代的成就，应该说由水车开始，而且从历史眼光看其发展并不能说很快，一般是量变。用机器运动来代替手工动作则历史长得多，而且进步也比较大。只要比较一下上古制作陶器的陶车和近代在人的大脑中进行外科手术的机器人便清楚了。这可能是因为能源开发虽然艰巨，其目标却是单一的。用机器运动代替人工劳动，目的是多种多样的，随着人类生活的发展而不断变化。因此形成很多复杂的行业。 到底机器的哪部分是用来产生代替人手的动作呢?事实上这和传统的原则性的说法略有不同。倘若机器要执行的动作非常简单，则动力源一传动一执行这划分还是对的。但近代机器常常极其复杂，对它要求的动作也非常精细而且复杂。这种精细复杂的运动，通常要从传动中获得。这就使机器的传动部分和执行部分的界限模糊了，同时也使传动成为更复杂的技术。表面上好像很简单的问题，做起来可能会很困难。在这里提及一个历史上的例子：当瓦特设计他的蒸汽机时，他需要一个直线运动来带动阀门。从表面看这是—个很简单的问题，在今天用一个导轨便成了。但在那时的加工设备和润滑技术，还不能制出导轨，而须用连杆。但瓦特想不出这样一种连杆，便要求格拉斯哥大学的数学家们帮忙，但数学家们也想不出。后来事情传开了，竟发现全世界的数学家都解决不了这问题。瓦特只得用了一个近似的直线机构。这问题直到瓦特死后几十年，才由一位法国数学家解决了。这一事实说明了在机器上对传动机构要求之高和问题解决之难。只要机器还在使用，传动机构也必然要继续发展。 各种各样的机械是国民经济许多部门及其他领域的重要装备。随着科学技术和工业生产的发展，对机械产品不时提出新要求，除了优质、高效、低能耗、低廉价格之外，突出的课题是性能优越的、适应高精尖发展的机械功能。一般地说，机械设备均为实现某种工艺动作过程，或者实现生产过程与操作自动化。在新形势下，必须致力搞好创新设计，不断推出新产品来抢占市场，满足客观需求。机械的创新设计的着重点是机构设计，也就是机械运动方案设计。机构系统设计的核心，是选择灵巧的工艺动作过程、满意地达到特定的机械功能要求。机构系统的开发、设计，机构的选用和它们的巧妙组合，就是为了实现特定的机械功能。机构系统设计的好坏，直接影响机械产品的性能、效率、成本，因此愈来愈为人们重视。 不言而喻，产品设计是决定产品性能、质量、水平和经济效益的重要环节。随着市场经济的不断发展，商品竞争必然愈来愈剧烈。一个产品是否具有市场竞争能力，在很大程度上取决于产品的设计。产品设计如有闪失，则常常是属于根本性的问题，对产品生产、市场竞争的贻误，可能会造
民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡 航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)
放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根 处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试 验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真
第一章 民用航空安全管理体系 本章提示：安全是民航工作永恒的主题。敬爱的周恩来总理早在1957年10月5日就对民航工作作了重要批示，“保证安全第一，改善服务工作，争取飞行正常”。这一指示高度科学地概括了民航工作的特点，深刻地阐明了民航工作的基本内容，精辟地确定了航空运输质量的综合指标，成为民航工作的长期指导方针，对民航事业的发展起到了极为重要的指导作用。 学习本章课程目的是掌握民用航空安全管理体系(SMS)的内容，了解民用航空安全管理体系的发展和组成及国际相关民航组织对于安全管理的职权和职能。 ·
2 第一节 中国民用航空安全管理体系 安全管理体系(Safety Management System，SMS)是国际民航组织倡导的管理安全的系 统化方法，它要求组织建立安全政策和安全目标。通过对组织内部的组织结构、责任制度、程序等一系列要素进行系统管理，形成以风险管理为核心的体系，并实现既定的安全政策和安全目标。 一、中国民航推行安全管理体系的背景 2005年3月，加拿大民航局局长到中国民航总局访问，期间介绍了加拿大开展SMS的情况和SMS的理念，帮助中国民航建立SMS，由此正式拉开了中国民航开展SMS研究的序幕。 2006年3月，国际民航组织理事会通过了对《国际民用航空公约》附件6《航空器运行》的第30次修订。该次修订增加了国家要求航空运营人实施安全管理体系的要求，并规定从2009年1月1日起，各缔约国应要求其航空运营人实施被局方接受的安全管理体系。 2006年，民航总局将SMS建设确立为民航安全“十一五”规划的工作重点之一，设立6个专业组，其中航空公司组由民航总局飞行标准司负责，总局航空安全办公室负责总体协调。局方整合各方力量，深入研究国际民航组织有关SMS的内涵和要求，向全民航宣传SMS的理念。编写SMS差异指南材料和指导手册，开展相关培训。选择海航、深航作为SMS试点单位。 2007年3月，总局颁发了《关于中国民航实施安全管理体系建设的通知》，在全行业进行SMS总体框架、系统要素和实施指南等相关知识的培训。同时，于10月份正式印发了《中国民航安全管理体系建设总体实施方案》。 2007年11月，总局飞行标准司根据SMS的要求提出对《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》(CCAR121部)做相应修订，增加要求航空运营人建立安全管理体系、设立安全总监等条款；同时，下发了相应的咨询通告《关于航空运营人安全管理体系的要求》，并就CCAR121修订内容和咨询通告征求各航空公司的意见。 2008年，民航工作会上进一步明确：2008年是SMS“全面实施年”，要求航空公司要重点抓好安全质量管理系统、主动报告机制、飞行数据译码分析系统和风险评估系统的建设。
民用飞机需求管理技术研究与应用 【摘要】民用飞机研制是一个复杂的系统工程，在研制过程中会产生大量的需求信息。本文以系统工程V字模型为基础，从需求的分解、需求管理流程、需求的信息架构等几方面论述了民用飞机的需求管理技术，并且通过工具来管理需求文档，实现需求的全生命周期管理。 【关键词】需求管理；信息架构；民用飞机 引言 民用飞机研制是一项产品极其复杂，技术难度很大，质量要求最高的庞大的系统工程。飞机设计从总体方案论证、初步设计、详细设计，到适航取证，各阶段设计期间，需求文件从顶层飞机设计要求，逐步分解出通用技术规范，系统级、子系统级需求文档和接口控制文件，分解过程会产生巨大的需求数量。各需求之间本身具有相互依赖的关系，有下层对上层的支持，既要逐步确定适航审定基础，安全性、维修性等要求需逐步落实，又要不断满足客户对飞机研制需求的多样性和易变性。因此需要采取合理的流程、科学的方法，借助工具平台建立需求信息架构实现需求的全生命周期管理，维护需求与设计、测试之间的跟踪关系，提升需求管理能力，以保持民机从用户需求、系统需求到产品设计和开发等各阶段需求的一致性。 需求开发是项目中首先发生并最为重要的活动。要根据需求定义潜在的客户、供应商等所需要的内容，定义为了满足这些需要系统所必需完成的工作。通常客户的需求是多种多样的，甚至有些需求可能相互矛盾，有些需求在项目开始时没有被清楚地定义，有些可能会受其他不能控制的因素制约，有些可能会随时间变化的其他目标的影响，因此，没有相对稳定的需求基础，没有好的需求管理，开发的产品就会陷入困境。 1系统工程V字开发模型 系统工程是一种在考虑生命周期、客户需求及设计和工程项目的流程和技术管理的基础上，能实现成功的系统的跨学科的方法和手段。采用系统工程方法保证了系统能够在充分合规的条件下被开发，从而减少可能影响客户需求和飞机安全的错误。 图1是一个经典的系统工程的V字模型，其中需求产出物的关联关系体现在整个开发活动的进程。同时反映了开发过程与检验验证过程的关系。V字模型把系统开发分成若干层次，每个层次都有需求，并只关注与相应开发阶段相关的问题。从客户需求开始，到系统需求、子系统需求、组件需求，每一个功能上的需求都被逐步细化，才能便于开发实现。V型模型不仅指导如何分级细化需求，也提出了测试与需求之间的跟踪以及需求之间的跟踪。所以，采用V型开发模型使产品可以更好的满足客户要求，不仅在横向上涵盖客户的所有需求，而且在纵向上被逐级细化。另一方面，使用不同类型的测试可验证各个级别的需求，可以更好地测试到产品的实现细节是否满足了用户的要求。 2 需求管理流程 需求管理流程是系统工程的核心流程。采用需求管理流程可确保需求自上而下逐层分解，每层的需求满足上一层次的需求，每一层设计解决方案满足需求，每一层交付的产品满足该层的需求，最后的交付产品满足用户需求。确保从客户需求、飞机顶层、主要系统，到子系统，直至可制造的设备，每个层次被逐步实
机场和航空公司安全的重要性安全是民用航空永恒的主题，保障航空安全是民用航空生存和发展 的基础，也是民航政府管理部门的重要职能。民用航空是一个庞大 的系统，从航空器的生产制造、运行使用到各类保障，每一个系统 和环节，安全始终是第一位的。作为一种交通工具，飞机已被越来 越多的人接纳和选择，选择的理由是快捷方便和优质的服务。飞机 的特性和优势更符合现代社会的要求，因而也就有着更大的发展空间，但我们发展航空事业的同时，永远要关注并且永远被置于最基 本最重要的位置的就是安全。下面我简单论述一下航空公司和机场 安全管理问题。 一、关于航空公司安全管理问题 航空公司安全管理涉及范围广泛，有指挥控制安全管理、飞行技术 安全管理、航空器维修维护安全管理、客舱安全管理、地面运行保 障安全管理，任何一个环节发生问题，都可能会导致事故的发生。 因此，在航空安全管理理论方面，存在着一个多米诺骨牌连锁理论，就是说航空安全管理各环节均为多米诺骨牌的一环，抽掉其中任何 一环，都将造成其他环节的崩溃。
众所周知，品牌是现代企业的灵魂，是优秀企业存在和延续的价值 支柱。卓越的品牌在为航空公司树立良好社会形象的同时，也为航 空公司带来实际的利益。事实上，航空公司在自身品牌文化建设中，一个最核心的要素就是必须高度重视航空安全管理。 世界一些着名航空公司，在品牌文化建设上不遗余力地下工夫，在建设品牌要素过程中，则以安全管理为切入点，把安全管理的特色、特点作为竞争要素之一，融入品牌建设中，从而在市场竞争中，取得优势地位。高度重视安全管理，对航空企业发展具有重要意义，有的航空公司因一次空难或重大事故，品牌形象受到毁损，甚至走 向倒闭和破产的边缘；有的则依靠过硬的安全管理赢得旅客广泛赞誉。如澳大利亚快达航空公司自1920年成立以来已连续安全飞行90多年，仅靠安全这张竞争牌，该航空公司就拥有了一大批忠实的旅客。相反，美国瓦卢航空公司因1996年发生了一起空难，不得不在 重组中更名。欧盟2008年11月14日发布了一起公告，全球有194 家航空公司因安全问题被列入“黑名单”，禁止飞入欧洲空域，可 见航空安全是航空企业进入市场的最基本的通行证。 航空服务业的产品从本质上讲区别不大，如何在激烈的竞争中突围 而出，则取决于不同航空公司在旅客心目中建立的品牌形象及声誉，而在这其中，安全则常常扮演了“一票否决权”的重要角色。所以，
第一章 1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ 答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。 2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ 答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。 其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）； 3、Boeing的团队协作戒律有哪些？ 答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责； 2. 参加所有的团队会议并且准时达到； 3. 按计划分配任务； 4. 倾听并尊重其他成员的观点； 5. 对想法进行批评，而不是对人； 6. 利用并且期待建设性的反馈意见； 7. 建设性地解决争端； 8. 永远致力于争取双赢的局面； 9. 集中注意力—避免导致分裂的行为； 10. 在你不明白的时候提问。 4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？ 答：高效的团队表现为 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题。
民用飞机机头外形设计与研究 摘要本文结合机头外形设计的相关约束条件，分析了机头外形定义的关键参数，提出了一种流线型机头外形设计的方法和思路。 关键词参数化建模；机头外形；民用飞机 1 概述 飞机机头外形为飞机等直段之前部分的外形，包括驾驶舱视窗（主风挡、侧窗）、前起落架舱门、雷达罩和前登机门等部件的外形。机头外形设计其主要目的是为驾驶员提供足够的工作空间，保证驾驶员有良好的视野，满足机载设备的安装空间要求，在满足使用要求的情况下使气动性能最优。 2 机头外形设计相关约束 机头外形设计需要面对多方面的约束，是在矛盾中寻求一种平衡的过程，以下内容对相关约束条件进行了研究。 2.1 内部布置约束 内部布置要求的约束，包括雷达天线的包络面，侧显区域，侧壁区域，平显区域、顶部空间等。与驾驶舱内部布置密切相关的主要有两个因素，即设计眼位和座椅参考点。设计眼位（Design Eye Position）是当驾驶员处于正常驾驶状态，两眼之间连线的中点所在位置，是飞机承制方用于确定驾驶舱内部和外部视野以及驾驶舱几何尺寸而选择的一个设计基点，该点坐标为：（XE，YE，ZE）。座椅参考点（Seat Reference Point）是当座椅受到一个第50百分位数的人体载荷，其坐垫和背垫成压缩状态时，坐垫表面的一条切线与背垫表面的一条切线之间的交点，该点与眼位点位于同一展向站位平面内并通过Les、Hes两个参数确定，地板到座椅参考点的距离由Hsf参数确定。设计眼位处的上、下视线分别由Au，Ad两个参数确定，设计眼位到风挡的距离由Lwe参数确定，风挡的倾斜角度由Aw参数确定，风挡的长度则由风挡与上下视线的交点确定。如图1所示： 《民用飞机驾驶舱视野要求》（HB 7496-97）：标准左驾驶员视野如图2所示，右驾驶员视野对称。《民用飞机驾驶舱座椅设计要求》（HB 7046-94）对驾驶员设计眼位和座椅参考点的相对位置关系要求如图3所示。 2.2 结构设计约束 结构的设计约束主要体现在结构实现方面，需要能法向向内偏置offset >0.02D+25.4mm（D-机身横截面当量直径），再考虑内装饰高度25.4mm，满足结构和内装饰设计基准要求；光滑过渡、没有0厚度部位，便于结构设计制造；为机头框、地板、壁板、雷达罩、风挡、通风窗、观察窗骨架、内装饰设计
民用航空安全管理规定 民用航空安全管理规定 《民用航空安全管理规定》已于2018年2月11日经第2次部务会议通过，现予公布，自2018年3月16日起施行。 部长李小鹏 2018年2月13日 第一章总则 第一条为了实施系统、有效的民用航空安全管理，保证民用航空安全、正常运行，依据《中华人民共和国民用航空法》《中华人民共和国安全生产法》等国家有关法律、行政法规，制定本规定。 第二条本规定适用于中华人民共和国领域内民用航空生产经营活动的安全管理。 第三条民用航空安全管理应当坚持安全第一、预防为主、综合治理的工作方针。 第四条中国民用航空局对全国民用航空安全实施统一监督管理。中国民用航空地区管理局对辖区内的民用航空安全实施监督管理。 民航局和民航地区管理局，以下统称民航行政机关。第二章安全管理要求
第一节安全管理体系 第五条民航生产经营单位应当依法建立并运行有效的安全管理体系。相关规定中未明确要求建立安全管理体系的，应当建立等效的安全管理机制。 第六条安全管理体系应当至少包括以下四个组成部分共计十二项要素： 安全政策和目标，包括： 1.安全管理承诺与责任； 2.安全问责制； 3.任命关键的安全人员； 4.应急预案的协调； 5.安全管理体系文件。 安全风险管理，包括： 1.危险源识别； 2.安全风险评估与缓解措施。 安全保证，包括： 1.安全绩效监测与评估； 2.变更管理； 3.持续改进。 安全促进，包括： 1.培训与教育；
2.安全交流。 第七条安全管理体系、等效的安全管理机制至少应当具备以下功能： 查明危险源及评估相关风险； 制定并实施必要的预防和纠正措施以保持可接受的安全绩效水平； 持续监测与定期评估安全管理活动的适宜性和有效性。 第八条民航生产经营单位的安全管理体系应当依法经民航行政机关审定。等效的安全管理机制应当报民航地区管理局或者其授权的机构备案。 第九条民航生产经营单位应当建立安全管理体系、等效的安全管理机制的持续完善制度，以确保其持续满足相关要求，且工作绩效满足安全管理相关要求。 第十条民航生产经营单位安全管理体系或者等效的安全管理机制的运行应当接受民航行政机关的持续监督，以确保其有效性。 第二节安全绩效管理 第十一条民航生产经营单位应当实施安全绩效管理，并接受民航行政机关的监督。 第十二条民航生产经营单位应当建立与本单位运行类型、规模和复杂程度相适应的安全绩效指标，以监测生产运