飞机设计规范

飞机设计规范篇一：飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准24 飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准 第一章 L 3 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飞机设计规范和适航性条例的各种规定 一、规范的形成与演变 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，飞机设计工作具有一定的盲目性，设计出来的飞机时有毁坏，不得不在飞机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的飞行使用过程中的安全性经多年努力，规范随着飞机设计思想的不断发展而演变成目前对飞机设计和研制给出全面要求的措令性技术文件，这种技术文件通常是由国家最权威的部门制定和颁发的。由于目前设计机种的用途和设计要求的多样化，一些范较多地属于指导性文件。军用飞机设计经历了静强度设计、刚度设计、疲劳设计、安全寿命加损伤容限设计以及耐久性加损伤容限设计这样几个发展阶段。与这些设计思想相对应，美国军用飞机强度规范产生了近 10 个版本。这些规范版本的发布时间、制订部门以及相应的设计思想等如表 23 所示。我国在积累了多年飞机设计和飞行使用的经验和许多科学试验的基础上，已经由有关部门陆续拟定出了一些这方面的技术文件，可供飞机设计使用，例如，由原航空工业部颁发出版的军用飞机强度规范 、 军用飞机疲劳、损伤容限、耐久性设计手册 、 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，随着航空技术的不断发展，以及飞机设计和飞行使用实践经验的不断丰富，的设计规范和适航性条例也在随之变化和发展 二、飞机设计规范介绍下面简略地介绍一下飞机设计规范的基本内容。 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，对吝类飞机作了许多指令性规定，包括设计情况、安全系数、载荷系数、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、着陆与起飞、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、安全预防措施等等，在进行飞机设计时，必须遵守这些有关的规定，才能保证飞机设计的成功 1设计情况 飞机全部使用过程经历许多不同情况。各种情况下所受载荷种类不同，性质不同。不同状态下，每种载荷的大小、方向、分布又不相同，对结构不同部位造成的受力严重程度不同为了确保人员安全，结构可靠，就需正确求得全部使用情况下的外载荷，并研究它们对结构强度的影响，这就要求在结构设计之前进行大量的气动力、强度等有关试验和计算。并作出全面细致的分析。这样势必延长设计周期，而且有时并不具备完善的试验条件为此，应从各种可靛出现的使用情况中，总结归纳出一些具有代表性的最严重的情况这些最严重的情况称之为设计情 况。在设计时，只需对这些设计情况进行计算和试验，如果在这些情况下结构强度足够，那么在正常使用中所出现的其他情况下，结构强度也将是足够的这样就使设计工作大为简化了。全机的设计情况如何规定?怎样保证飞机结构设计的质量、加快设计进度、简化设计工作，这是设计撮范的主要内容之一凡是使飞机结构易遭到破坏，人员易受到损伤的载荷情况，都应选为设计情况一般它包括最大的正向和反向载荷情况；对主要结构件将产生危险损坏的载荷情况，对飞行战术技术性能将产生严重影响以及对人员将产生损伤的藕荷情况等有时总裁荷虽不是晨大，但由于藕荷作用的具体情况特殊，影响严重，也应作为设计情况来考虑。设计规范不但要明确规定哪些是设计情况，并且还要指明与该情况相应的具体载荷(如飞行姿态、载荷分布、载荷系数及安全系数等)，以指导结构设计、计算校验和试验分析2，规定了飞机的分类 各国规范都根据本国的实际情况，对飞机进行分类，并对不同类型的飞机提出不同的要求，一般依据飞机的任务和战术技术要求，或使用技术要求而定，并规定了它们的使用载荷系数极限它是飞机结构分析和设计的摹本出发点 我国军机规范是按飞机用途分类，如； 歼击机(J)； 强击机(Q)； 歼击教练机(JJ)； 多用途机(DY)： 教练机(JL)： 轻型轰炸机(HJ)； 轰炸机(Hn)I 轻型运输机(Y1)， 大型运输机(Y，)。 并规定了相应的载荷系数极限值 其他国家也有按不同用途飞机对机动性要求的不同分为下列三类： (1)机动飞机如歼击机、强击机、歼击轰炸机及其相应的战术侦察机、战斗教练机等其使用载荷系数极限参考值 Ny=38。 (2)部分机动飞机如战术轰炸机、远程侦察机、多用途飞机等。其使用载荷系数极限参考值 nY-24。 (3)非机动飞机如战略轰炸机、运输机、战斗保证飞机(预警机、加油机、无线电子扰机、空中指挥机)等，其使用载荷系数极限参考值 ny一 l 一 3。 3规定了设计重量的取法 由关系式 ynG 可见，飞机重量对飞机的载荷将发生影响最大的飞机重量是起飞重量，即飞机进入起飞线开始滑跑时的重量。飞行中，消耗性载重(燃料、弹药等)及投放性载重(伞兵，物资等)使 G 不断减小，用最大的飞机重量来计算飞机作机动飞行时的外载荷及强度，不仅会使结构重量增大，而且毫无意义因为飞机起飞爬升阶段不可能作剧烈的机动动作，所以不能用起飞重量来确定机动飞行时的外载荷，以免使设计出来的飞机结构重量增大。这样就产生强度计算所用设计飞行重量的取法问题规范中按不同类型飞机对受载情况所采用的重量作了规定，设计重量适用于结构各受载情况下按照规定的重量分布可能达到的所有可 能装载方案规范中对最小飞行重量、最大设计重量、基本飞行设计重量及着陆设计重量等的取法作了规定：(1)最小飞行重量飞机空重加机内有用及无用燃油重量的 5、加与此燃油相应的滑油重量和最少乘员重量；(2)最大设计重量飞机携带最大机内和机外装载时的重量； (3)基本飞行设计重量对于歼击机、强击机、歼击教练机，应根据空机重量、乘员、滑油、氧气重量、按战术技术要求携带的基本武器重量以及 50的机内燃油重量之和确定，或根据战术技术要求确定； (4)着陆设计重量对于歼击机、强击机、歼击教练机和运输机为最大设计重量减去所有机外燃油重量和机内燃油的 50 4规定了飞行包线 在分析研究了飞机的全部飞行使用情况后，规范中给出了飞机的飞行包线圈(NyVdl)，即飞机的载荷系数；Vdl 即当量速度 飞行包线用当量速度。 。作参考，是因为载荷大小不能单纯依靠。来判断，还应考虑高度 H 的影响。由 ycy严 2S 可知，高空 小，以较大 v 飞行时，气动载荷可能反而小于低空( 大)以较小 v 飞行时的载荷。只有用速压Q严才能衡量气动载荷的大小，它综合了。和打两个因素的影响 不同高度以不同速度飞行的两种情况，如果速压相同，则这两种情况对于载荷来说并无区别。强度计算中，通常将各高度上的飞行速度。按遵压相等原则折算成海平面的飞行速度，并称之为当量速度 Vdl。 可见，用 udJ 来分析气动载荷，与 Q 一样，反映了。和 H 两个因素的影响。 为了保证结构所受载荷不超过规定值，必须对 Q 实行限制。有了当量速度的概念之后，只需对当量速度实行限制即可驾驶员可直接根据空速表“指示速度”(即表速)来限制飞行速度使之不超过限制值 Vdl。可见，引用对于载菏和强度计算，以丑实际操作都很方便。飞机只限于在飞行包线范围内飞行，超出飞行包线范围则发生危险，甚至造成事故。图 223 为某一高度上对称机动飞行的包线圈。 飞行包线是根据飞机的飞行性能、操纵性、稳定性、战术技术要求、结构强度要 求来确定的。设计飞行包线准则的目标是为在包线内和包线上的任一飞行状态提供一个可接受的强度水平。下面结合图 2，23，简单介绍飞行包线的设计意义。 飞机在机动飞行时，虽然有各种各样的状态，但仔细分析后，可以知道飞行状态还是有限的首先，由于机动性、强度及人体条件的限制，飞机设计一开始就规定了 和 ，因此机动飞行时的载荷系数桩限制在 (水平线 AB)和 n 。(水平线 ED)之间 第二，飞行速压 Q 也是受限制的。例如俯冲时最大速压不能超过最大允许逮压 定的某一高虞上的最大干飞遣度 uu1，飞机在从某一高度大速度平飞转入下滑俯冲或其他飞行过程中，很可能突破 Qmax 值，Qmax,max-一就是对这些飞行情况的限制值)。因为 Qmax,max 的值过大会使结构过重，影响飞机性能。与 Qmax,max 对应的速度即。Vmax,max 所以直线 BC 段即表示设计规定的极限速度； 第三，飞机升力系数 c)限制在 Cymax 和 Cymin 之间，所以 曲线 OA 曲线 OE 上两式中，Cymax,Cymin,s，C 在设计论证阶段和外形选定后，就已确定下来，(也是经过风洞实验所确定的参数。自然飞机的载荷系数受到上式的限制，但不能超过正、负载荷系数界限线。 飞行包线圈也可用其他参数作为坐标画出，如图224 所示，图中还示出于与飞行包线所对应的飞行状态。 篇二：飞机库设计要求 飞机库设计要求 机库设计要高质量，要包括飞机大维修，养护，更换零部件，日常养护等一切维修服务车间。 ? 机库设计的所有维修和车库要考虑当地气候条件，在任何情 况下保证飞机自身安全运行。 ? 在一年四季内要具备机修人员安全舒适的完成机修服务业 务的环境温度条件。 ? ? 灯光设计要符合机修要求。 机库设计要保障不危害人体健康，安全工作条件。 质量要求要达到 EASA-145/HH-145 总规则。除此之外，按照 Maintenance Facility and Planning Document规定要符合以下要求。 1. 机库基本结构 a） 机库基本结构设计要有资质的设计单位进行设计。b） 机库基本结构设计中选择的材料质量要符合国际标准；c） 机库基本结构要隔离外界，要测算好冷热温度、风速、雨 雪等气候因素； d） 机库设计选择的材料要隔离能力强、耐火耐冷的材料。 2. 灯光设计 a） 机库要求自然光； b） 机库顶棚上安装不发热的安全可靠的电灯； c） 机库灯光 1 平米面积内灯光照射量达 400lux； 3. 保温 a） 机库供暖要用吹热风系统；b） 在冬季-30 度时，机库门打开关闭，在 40 分钟内工作环境 温度达到+18 度的吹热风系统； c） 热风机吹出温度不大于+55 度； d） 机库常温+14-+18 度之间； 4. 电 a） 要有 2 个电源； b） 要求有应急用电源； c） 机库电源技术参数：AC220V60Hz1PH25A， 380V50Hz3PH25A; 5地下电源供应 a）供电源技术参数：115/36V, 400Hz， DC27V; b）飞机停机要有地灯； c）地灯线路要有防水措施，能承担很大的压力，能承担重型机械行驶； 6.冷水和污水 a）机修过程中的冷和污水系统要同城市管道系统连接； 7.消防系统 a）要安装防火系统； b）要有消防栓，灭火器； c）要有喷泡沫的灭火器； d）要设计应急出口； 8.接地避雷设施a）机库要有防护雷电的避雷设施； b）在停机场不少于 2 个避雷设施； 9.高压 a）机库维修需要高压，所以要供应必要的高压生产系统； b）高压技术参数 80-100psk，分速不低于/秒。 10.机库门 a）机库门要自动打开和关闭的控制系统； b）发生事故时机库门可以用手打开的功能； 11.地板 a）地板设计能承受 1000000 公斤符合重型机械运行的钢筋混泥土结构； b）地板要做成防滑，用涂胶漆涂染； c）发生事故时地板要求标志。 12.应急出口 a）要求不少于 4 个应急出口； b）要有路标； c）机库长 120 米、宽 60 米，高根据波音飞机的高度来设计，设计两个门。要求设计 3 个效果图： 1）平面效果图； 2）立体效果图（请将波音飞机放入效果图内，并在飞机尾部标注 logo，蒙古飞机的 logo 由我公司提供，请保证效果图大 方美观、公共物品及人物齐全） ；3）横切面效果图； d）根据效果图请做一个施工进度表及报价表。 注：波音 767 型：长 55 米 宽米 高米 联系人： 姜祥平 电话：中国蒙古：00976-99312198 Eail： QQ：2297927877 篇三：飞机结构设计一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。 二、飞机的研制过程四个阶段：1拟订技术要求 2飞机设计过程过程 4飞机的试飞、定型过程 3飞机制造 三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据 四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计 五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构” 是指“能承受和传递载荷的系统”即“受力结构” 。 六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。 八、飞机结构设计的基本要求 1空气动力要求和设计一体化的要求 2结构完整性及最小重量要求 3使用维修要求 4工艺要求 5经济性要求 九、结构完整性：是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。 十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。 十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限耐久性或按损伤容限疲劳安全寿命设计。十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。 十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。 十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段 （2）静强度和刚度设计阶段（3）强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段（4）强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段（5）结构可靠性设计试用阶段十五、损伤容限 其是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力 结构分类 1：破损安全（多路传力结构；止裂结构）2：缓慢裂纹扩展 十六、飞机的外载荷是指：飞机在起飞、飞行、着陆和地面滑行等使用过程中，作用在机体各部分上的气动力、重力和地面反力等外力的总称。 外载荷的大小取决于飞机的重量、飞行性能、外形的气动力特性、起落架的减振特性以及使用情况等许多因素。 十七、飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类： (1)飞行时的外载荷。(2)起飞、着陆时的外载荷。 十八、损伤容限设计：组成损伤容限结构的特性具有以下三个要素：临界裂纹尺寸或剩余强度、裂纹扩展、损伤检查。 损伤容限结构按可检查度分类：（1）飞机中明显可检结构（2）地面明显可检结构（3）目视可检结构（4）特殊目视可检结构（5）翻修级或基地级可检结构（6）使用中不可检结构 十九、飞机重力 G(mg)和惯性力 N(-ma)均与飞机本身质量 m 有关，故统称之为质量力 二十、载荷系数的定义：除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫载荷系数。载荷系数的物理意义载荷系数表示了实际作用于飞机重心处(坐标原点)除重力外的外力与飞机重力的关系。载荷系数又表示了飞机质量力与重力的比率。 二十一、载荷系数的实用意义(1) 载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了。 (2) 载荷系数还表明飞机机动性的好坏 二十二、着陆时的载荷系数：着陆载荷系数的定义是起落架的实际着陆载荷 Plg 与飞机停放地面时起落架的停机载荷 Pdg 之比 二十三、疲劳载荷 飞机是一种长期使用的结构体系，根据飞机的类型不同，使用期从几千小时到几万小时。因此，飞机受到的载荷是多次重复的，这样就形成了疲劳载荷。前面所讲述到的各种载荷系数仅用来确定飞机结构的静态极限强度和刚度。在满足静强度、刚度条件下，飞机要反复承受各种机动载荷和着陆时的撞击载荷，这些反复载荷会引起飞机结构的疲劳破坏，而且疲劳破坏在远小于材料的原有静强度情况下就可能发生，因而更具有危险性。二十四、飞机使用环境谱的编制步骤为：(1)确定飞机使用环境种类(2)根据飞机的战术、技术要求或使用要求，确定飞机在不同地域内服役的时间。(3)根据使用任务剖面或其他资料，确定各种类型任务不同任务段的时间比例及地面停放时间比例。(4)获取环境数据(5) 编制各类环境谱二十五、 蒙皮与长桁、翼梁缘条连接在一起，构成了加劲式薄壁结构，通常称为加劲壁板，同时在机翼上翼肋向加劲壁板提供了横向支持。当蒙皮较薄、桁条断面尺寸较大时，失稳现象较易确定，这类壁板通常称为经典型加劲壁板。 二十六、副翼反效在大展弦比后掠机翼上较严重这是因为展弦比愈大，对刚度愈不利；而后掠翼弯曲引起顺气流翼剖面的附加扭角，也产生不利于操纵的附加气动力。 二十七、颤振是气动翼面的一种自激振动。由有关部件的气动力、惯性力和弹性特性的综合作用所引起。颤振基本上分两种类型：一为机翼的弯扭颤振二为副翼的弯曲颤振 二十八、提高机翼(或全动尾翼)弯扭颤振临界速度的有效措施： （1）尽量使重心前移，可加适当的配重。配重宜放前端或翼尖，且必须有很好的连接刚度。将配重放于翼尖处，是由于翼尖处弯曲挠度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。 （2）提高扭转刚度能减少不利的扭转变形，也是有好处的。 （3）现代飞机上则经常采用人工阻尼器； （4）更为先进的，则采用颤振主动控制技术 二十九、副翼弯曲颤振：提高副翼弯曲颤振临界速度的措施是使副翼结构本身的重心尽量前移，并加以适当的配重。 三十、疲劳破坏的一般特征结构构件在循环或交变载荷作用下，即使载荷的应力水平低于材料的极限强度，经过若干次载荷循环后，也会发生断裂，此即疲劳破坏现象。疲劳破坏与传统的静力破坏有着本质的区别，其典型的一般特征表现为以下几个方面: (1)疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，而一般要经历一定的甚至是很长的时间。破坏过程实际是裂纹形成、扩展以至最后断裂的过程。 (2)构件中的循环或交变应力在远小于材料的静强度极限情况下，破坏仍可能发生。 (3)不管是脆性材料还是塑性材料，疲劳破坏在宏观上均表现为无明显塑性变形的突然断裂，故疲劳断裂表现为低应力脆性断裂，这一特征使疲劳破坏具有更大的危险性(不易觉察)。 (4)静力破坏的抗力，主要取决于材料自身的强度； 疲劳破坏则对于材料特性、构件的形状尺寸、表面状态、使用条件及外界环境等都十分敏感。 (5)疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，因而改变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继续使用。(6)疲劳破坏是一个损伤的长期积累过程，其断口在宏观上和微观上均有其特征，与静强度破坏断口明显不同。 三十一、疲劳断裂的过程大致分为：裂纹成核阶段；裂纹微观扩展阶段；裂纹宏观扩展阶段；最终破坏阶段 三十二、疲劳断口及特征(1)疲劳裂纹源区(2)疲劳裂纹扩展区(3)快速断裂区 三十三、尺寸效应：零件的尺寸对疲劳性能也有较大影响。一般地说，零件的疲劳性能随其尺寸的增大而降低。这种现象称为尺寸效应。 产生尺寸效应的因素：尺寸不同，在相同的承力形式下，零件的应力梯度不同(如果最大应 力值相同)。 大尺寸零件的高应力区域大，从统计概率看，产生疲劳裂纹的概率就大。大尺寸零件中包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利因素，例如材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等。 加工零件时，表面会有一些硬化。大多数情况下，硬化可提高疲劳极限，对小试件这种影响更为显著。 表面加工的影响 其他三十四、应力强度因子、断裂韧度和能量释放率 应力强度因子表征裂纹尖端应力奇异性强度的力学量 试验表明，对一定材料，当应力强度因子 K 达到某一临界值 KC 时，裂纹失稳扩展，断裂随即发生。试验证明 KC 是材料的固有性能，它是衡量材料抵抗裂纹失稳扩展能力的度量，故称之为断裂韧性 KC。 裂纹扩展过程中要消耗能量。 三十五、含裂纹结构的剩余强度与裂纹扩展寿命带损伤(含缺陷或裂纹)结构同无损结构比较，承载能力显然要降低。 带损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度。 三十六、尾翼上的气动力外载以它的作用分，有以下三类：(1)平衡载荷(2)机动载荷(3)不对称载荷 三十七、翼面结构的典型构件 从构造上看，机翼、尾翼结构及其构件的组成是完全一致的，故通称为翼面结构。因翼面结构属薄壁型结构形式，构造上主要分蒙皮和骨架结构。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁、墙(腹板)；横向构件有翼肋(普通肋和加强肋)。1蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因