飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准.docx

1、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

2、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

3、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

4、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

5、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，

6、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

7、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

8、，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

9、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504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

10、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

11、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

12、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

13、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。图224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225)，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

14、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

15、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(p)或在设计载荷下某元件达到破坏强度(des)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226)。只有当最主要的受力构件破坏时，整