飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准.docx
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飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准
2．4飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准
第一章L3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2．3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=3～8。
（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＝-2—4。
（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y＝nG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（Ny～Vdl），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y＝cy÷严2S可知，高空ρ小，以较大v飞行时，气动载荷可能反而小于低空（ρ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2．23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<飞机的晕大速压Q一对应于飞机设计要求中所给
定的某一高虞上的最大干飞遣度uu．1，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2．24所示，图中还示出于与飞行包线所对应的飞行状态。
图2．24中的A，月点虽均属Nymax情况，总载荷最大，且数值相同．但因oJf不同，后者速度高，Cy小，所以两者的气动力分布不同（见图2．25），各结构元件具体的承载情况也就不同。
E，D两点情况类似，仅为负过载而已。
在飞机设计规范中，除规定了对称机动飞行情况的使用载荷系数（按不同的飞机类型给出）之外，还规定了许多补充的设计情况（如急剧俯仰机动、襟翼放下拉起状态）；非对称设计情况（如滚转和滚转改出的机动）：
起飞、着陆设计情况（如对称着陆、偏航着陆、单个主起着陆等）。
我国及前苏联规范中无单独的突风包线，英美规范除机动飞行包线外，还规定了突风包线，其内容见规范，这里不再列举了。
在具体设计时，规范中规定了几种典型的飞行情况，根据这些典型飞行姿态的气动布局，可以获得结构上舶藕荷分布，旋飞机整体各部件同时受载情况进行载荷计算和刚度、强度、稳定性等校验。
这种设计方法物理概念比较明确，需要的原始参数较多，计算方法也较复杂，但随着近年来大型分析软件系统的开发，这种设计方法已没有太大的技术难度。
5.使用载荷（也称限制载荷）。
设计载荷（也称极限载荷）与安全系数。
飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷或称为限制载荷，结构必须能够承受限制载荷而无有害的永久变形。
在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨碍安全运行．
为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高于限制载荷的载荷进行设计，设计的结构所能承受而不破坏的量大载荷称为设计载荷或极腰载荷．设计载荷等于使用载荷乘一个系数f，即
飞机设计中，为了使结构既安全又较轻，若能做到使所设计的结构，在各种设计情况中最严重的使用载荷户。
作用下，各元件的应力临近比例极限强度o／，但仍未出现永久变形，则较为理想．在飞机设计中，我们对9，强度问题是采用设计载荷凡来设计的．因此若能做到所设计的结构，在最严重的几作用下刚好临界破坏，则较理想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．用设计载荷进行飞机设计，其目的除了在实际飞行中不致发生破坏以保证安全外，还因为飞机是个复杂的、超静定的、多传力通道的受力结构，使用的又多是铝合金等弹塑性材料．当莱一结构元件在使用载荷下达到比例极限（σp）或在设计载荷下某元件达到破坏强度（σdes）时，它本身不能承受继续增加的载荷了（特产生大的变形甚至破坏），但如果还有其他许多元件能继续承担着增大的载荷，则变形虽继续增大，整个结构仍能保持一段时间不坏，只是各结构元件间所承担的载荷重新分配而已（见图2．26）。
只有当最主要的受力构件破坏时，整个结构才会破坏。
因此，按结构的破坏载荷（而不用单个元件的强度极限值）来进行设计，可充分反映超静定结构的受力特点，充分发挥结构的承载能力，这样就可使结构设计得较轻。
另外，用试验来验证结构的强度时，结构是否出现丁永久变形很难测准，而结构是否破坏（不能承受继续增大的载菏）则较易准确测得．因而用破坏载荷（而不用使用载荷）作为设计载荷便于理论与实际结合，进行最后的破坏试验验证（见图2．27），以达到符合实际使用要求、安全可靠的目的。
当然，f取得愈大，结构受力后愈安全，愈不易破坏，可是结构就会愈重，因而正确选取安全系数f的大小是很重要的。
值的大小取决于很多因素，除了前述使结构在使用载荷下没有永久变形之外，还有如结构材料性能的分散性，缺陷情况，制造工艺水平，载荷的具体作用情况，设计、计算和试验的误差情况等影响。
即把一些不定影响因素用一个确定的系数加以概括，使工作简化，这是工程设计中常用的方法。
安全系数的正确确定是一个很重要又是一个较困难的问题，通常都是根据许多理论分析和试验研究，以及大量的使用经验的统计、归纳，最后以规范的形式明确定出各设计情况的f值来。
根据目前情况和今后发展，外载荷计算和结构应力分析逐步精确，材料的工艺过程逐步完善，在使用中的重复载荷和温度影响都单独计算和分析的情况下，通常安全系数可取为1．5．对于载荷计算不准、要增大安全性和刚度、保证质量及有磨损或其他原因时，安全系数可适当增大．对某些特殊情况，如应急情况或一次使用等，可适当减小安全系数。
6．规定了刚度指标
飞机结构应有足够的刚度，以保持飞机的空气动力外形、稳定性、操纵性及抗振要求。
设计规范规定了各操纵面的有效性指标、各种冀面的许可挠度值和扭角值。
总之，在使用载荷作用下引起的弹性变形、永久变形及热变形的总和以及实际存在的机械间隙等不得妨碍飞机操纵系统的运动或降低飞机操纵必要的灵敏度，不能影响飞机飞行性能品质要求，不能引起颤振等气动弹性及空气热弹性的不稳定，不应发生抖振或共振等。
）．规定了应进行的各种试验及其要求设计规范一般都明确要求飞机要进行静力、动力和热试验，耐久性和疲劳寿命试验（见第
六章6．7节），地面操作试验，动力装置试验，各系统、设备试验，武器使用、空中加油、弹射救生、应急迫降等特殊试验及空中格斗试验等。
规范还规定了各种试验所应记录的数据，应分析的项目，应提供的报告及提供的日期期限等，规范还规定了损伤容限、使用寿命、可靠性要求、结构完整性要求等。
总之，飞机设计所需要的一切基本主要依据均在规范中作了明确规定，它是飞机设计的主要法定文件，而规范的好坏将直接影响飞机的设计质量．现在世界各国甚至各大设计集团、各飞机公司等均有自己的一套飞机设计规范，并根据实际使用和发展情况不断增改，使其更加完善适用。
在设计飞机时就是根据所要设计的飞机类型，按规范规定计算各设计情况的设计载荷，井
用此载荷进行强度和刚度设计，校核和试验·．
三、民用航空条例的适航标准
1．适航管理条例
飞机在进行运输丑其他航空作业肘，须适应各种气象、地形。
距离、藕荷、飞行高度．空中交通规则程序等项要求，才能安全、及时和经济地运送旅客、货邮或完成其他飞行作业。
为了保证飞行安全，飞机首先要具备相应的适航性能，为此世界各国民航当局对飞机的设计、生产、使用和维修等都制定了适航标准，规定或审定发证以及实施检查监督，中国自1987的6月1日实施国务脘发布的《中华人民共和国民用航空器适航管理条例》以来，也逐渐开展了航空器适航管理。
具体地讲，适航管理工作的主要内容有；
（1）制定各类适航标准和审定监督规则．即针对各类民用航空器制定相应的技术性适航标准，制定相应的管理性审定监督规则．
（2）民用航空器设计的型号合格审定。
适航部门要根据反映最低安全水平的适航标准，按严格详细的审定程序对民用航空器设计过程和有关的试验或试飞进行逐项审查和监督。
只有取得了型号合格证的民用航空器，才具有投入生产和使用的资格．
（3）民用航空器制造的生产许可审定。
适航部门必须对制造厂的质量保证系统和技术管理系统进行全面详细的审定，实施制造符合检查．
（4）民用航空gS的适航检查。
航空器及其各种装置、设备均须处于适航状态，各类技术文件合格、齐全，并取得适航部门颁发的航空器适航证书，方可投入使用。
（5）民用航空器的持续适航管理。
适航部门对民用航空器的使用者提出明确的要求和使用限制，井对其进行监督检查．适航部门还须对民用航空器的维修单位进行审查，对维修人员进行考核发给执照。
2.适航标准
适航标准是一类特殊的技术标准。
它是为保证实现民用航空器的适航性而制定的最低安全标准。
适航标准与其他标准不同。
适航标准是国家法规的一部分，必须严格执行．适航标准是通过长期的科学研究和工作经验的积累，吸取了历次飞行事故的教训，经过必要的验证或论证及公开征求公众意见不断修订而成的。
目前，各国适航标准中较有影响的是美国的FAR、英国的BCAR、欧洲联合航空局的JARH和前苏联的HJlFC．我国主要参考国际上应用最广泛的美国适航标准，结合国情而制定，并作为《中国民用航空条例》（ccAR）的组成部分。
我国的适航标准有：
《正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准）>（CCAR—23），《运输类飞机适航标准~（CCAR—25），《一般类旋翼航空界适航标准））（CCAR—27），《民用航空材料、零部件和机载设备技术标准规定~（CCAR—37）等。
适航标准对航空器的飞行性能、操稳特性；飞行载荷、地面载荷、操纵系统载荷、应急着陆情况等都作了详细规定；对飞机结构、操纵面、操纵系统、起落架及各种设施（载人和装货设施、应急设施、通风和加温、增压设施、防火设施等）的设计与构造提出要求，对动力装置的燃油系统，滑油系统、冷却、进气系统、排气系统、动力装置的防火等提出了具体指标及要求；对设备，包括仪表安装、电气系统和设备、菁告装置，安全设备给出具体规定，并提出使用限制要求。
所设计制造的飞机只有满足适航标准所规定的这些要求后，才能被认为适合航行而被批准放飞、载客营业。
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