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新飞机的研制分成五个阶段：(1)论证阶段、(2) 方案阶段、(3) 工程研制阶段、(4) 设计定型阶段、(5) 生产定型阶段论证阶段任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。
方案阶段任务：根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。
主要工作内容：★确定飞机布局形式、总体设计参数★选定动力装置、主要系统方案及主要设备★机体主要结构材料和工艺分离面等★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算★提出对各分系统的技术要求★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。
对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段工程研制阶段任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。
工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。
调整试飞、鉴定试飞、定型试飞在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。
提出战术技术要求的依据通常有四个方面：(1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；(2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则；(3) 部队的使用经验和失败教训；(4) 技术上实现的可能性。
制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。
战术技术要求的具体内容为：(一) 使用要求(二) 作战效能要求(三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。
）第 1 章 飞机客舱布局及设施介绍走进现代大型宽体客机的客舱，我们由衷地佩服飞机客舱设计人员所做出的贡献 ——他们在有限的空间内，尽可能通过柔和的灯光，合适的温度，舒适的座椅，精心 设计的行李箱储物柜，操作便捷的厨卫设备，多种多样的娱乐服务设施，以及必备的 应急设备，给人们提供了一个安全、方便、舒适的空中旅行环境。
而要保持这种良好 的运行环境，则是机务维修人员的职责所在。
在本章，我们将对飞机客舱部分的结构、各类飞机的布局，作一个介绍。
并按相 关的 A TA 章节号，介绍飞机客舱内涉及到的一些重要系统。
1.1. 机身客舱部分的结构每一种飞机机型，在设计过程中，可按用途的不同，设计成为客机、客货混合型 和货机。
其内部的结构和布局将会有较大差别。
本教材主要讨论客机的客舱结构。
飞机的客舱，是容纳乘客，并为乘客提供必要生活服务的区域。
现代喷气客机的 机身较大，客舱内采用了越来越高的舒适表准。
一般而言，民用客机的客舱前起前客舱隔墙，后至后密封舱壁。
在它的前方，前 客舱隔墙和天线罩舱壁之间为驾驶舱。
后密封舱壁的后面是非增压的区域（参看：图 1－1－1：“飞机后部的密封舱壁”）。
现代喷气客机的机身横截面形状大多为圆形，或接近圆形。
这是因为圆形横截面 机身的结构重量轻，工艺好，强度大。
而且由于机身直径大（5.1 米—6.6 米），从内部 安排来说，采用圆形横截面已经能充分保证客舱的宽敞性，座位的安排能力和通融性， 同时也能较好地保证货舱有足够的高度和宽度，安置集装箱和货盘，使整个机身内部 容积得到有效利用。
飞机设计人员正试图设计出更多机身横截面形状不同的飞机，以容纳更多的旅客。
如扁圆形横截面、8 字型横截面、横 8 字形横截面、竖椭圆形横截面等。
A380 采用了 竖椭圆横截面的设计方案，以便将机身客舱段分成上下三层。
（参看：图1－1－2：“各种形状的机身横截面设计” 现代喷气客机的机身内部一般分为两层，上层为客舱，下层为货舱和行李舱。
飞机总体设计一：飞机研制的五个阶段：1）论证阶段；2）方案阶段；3）工程研制阶段；4）设计定型阶段；5）生产定型阶段二：初步重量估计m0：乘员m cy；装载m zz；燃油m ry；结构m kj。
三：影响翼型气动特性的主要参数：前缘半径；相对厚度；弯度；雷诺数1：前缘半径：前缘半径小，前缘在小迎角开始分离；前缘半径越小越易分离，最大升力小，波阻小；圆前沿翼型从后缘开始分离，随迎角增大分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，波阻也大；一般亚声速采用圆前沿翼型，超声速采用尖前缘翼型。
2：相对厚度变化对亚声速阻力影响不大，对超声速影响阻力大；直接影响飞机阻力（尤其是波阻）3：翼型弯度：最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。
但弯度引起翼型有较大的零升低头力矩系数，而且随马赫数增大而激增，因此高速飞机不采用有弯度的翼型。
（平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此采用对称翼型）4：展弦比：展弦比越大，翼尖效应对机翼影响越小（A380翼尖）。
四：边条翼作用：在中等到大迎角范围，边条产生强的脱体涡，增大涡升力，控制改善外翼部分的分离流动从而提高飞机升力。
五：设计机身时要求阻力小：头部平滑收缩；要求机身长细比大，以减小超声速波阻；尾部为轴对称旋成体，收缩缓和。
而对于亚声速飞机，机身长细比过大会加大机身浸润面积而加大摩阻。
六：保证俯仰安定性和操作性的气动布局：1）飞机处于前重心位置时，满足抬前轮、起降操纵的要求；2）对静安定的飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不定飞机，可提供足够的恢复平衡低头俯仰力矩。
3）在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。
七：全动平尾转轴方式：直轴斜轴（大后掠角）八：1、外挂布局形式：外部; 半埋；共形；内部。
2、外挂低阻设计：1）最佳安装高度2）最佳弹体间隔（不小于弹径）3）弹体安装角4）合理布局5）半埋悬挂6）保形悬挂九：四种气动布局特点十：外形隐身设计原则：1）消除形成角反射器的外形布局；(变单立尾为双立尾)2）变后向散射为非后向散射; (F22棱形机头)3）采用一个部件对另一强散射部件遮挡；（F22 S型进气道,F117进气道叶栅）4) 将翼面棱边安排在非重要照射方向上；（F22 平行翼边）5）消除强散射源；6）结构细节设计；（缝隙，铆钉）7）吸波涂层；（涂层厚度1/4雷达波长）十一：气动弹性问题：1）操纵面反效：增大机翼结构扭转刚度，增加翼型厚度，减小后掠角展弦比，选择合适操纵面；2）机翼发散：采用复合材料，利用其各向异性控制变形方向；3）颤振：改善气动外形结构刚度。
6．总体布置6.1发动机布置发动机安装在后机身，双发布局，双发喷管间距取（），可以有效的减小双发喷管之间的干扰阻力损失，获得尽可能大得有效推力。
在由于故障单发飞行时，由于两边推力不平衡而引起的使机头偏向一边的力矩比较小，安全系数高。
喷管采用矢量喷管，可以保证在飞机作低速、大攻角机动飞行而操纵舵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动。
然而当飞机采用了推力矢量之后，发动机喷管上下偏转，产生的推力不再通过飞机的重心，产生了绕飞机重心的俯仰力距，这时推力就发挥了和飞机操纵面一样的作用。
由于推力的产生只与发动机有关系，这样就算飞机的迎角超过了失速迎角，推力仍然能够提供力矩使飞机配平，只要机翼还能产生足够大的升力，飞机就能继续在空中飞行了。
而且，通过实验还发现推力偏转之后，不仅推力能产生直接的投影升力，还能通过超环量效应令机翼产生诱导升力，使总的升力提高。
采用水平尾翼以及外倾的双垂直尾翼。
水平尾翼超出机尾向后延伸以遮蔽喷嘴，可降低雷达目标有效截面。
6.2进排气系统布置采用DSI进气道，布置在腋下，机翼与机身连接处。
洛•马开发了一种革命性的发动机进气道概念，具有出色的气动性能，并取消了传统超音速进气道上的复杂结构，降低了生产和使用费用。
DSI 是固定几何形状进气道，取消了附面层隔道、放气系统和旁通系统，减少了 300 磅的结构重量在所有速度范围包括高超音速条件下，DSI 都具有出色的性能，而在机动条件下，DSI 仍然非常可靠。
在过去的 10 年里，这项技术从酝酿走向成熟，其低风险已经被 F-35 所确认。
现在的 DSI 在性能略由于固定式进气道的基础上，可以改善飞机的隐身特性，并有利于进气道——机身一体化设计。
而在超音速性能方面，即使目前的 DSI 尚不尽如人意，但并不足以严重影响 DSI 在战斗机设计中的应用。
这里可以清楚地看到DSI 进气口，边界层被鼓包从中间“破开”，被迫向鼓包的两侧分开，最后从后缩的进气口唇口和机身连接处泄放6.3燃油箱布置燃油系统由燃油箱、增压泵、输油泵、燃油测量装置和管路组成，机内燃油箱共有四部分组成，三个在机身中部，另一个布置在两侧机翼中间段。
