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1、1/10 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
2、 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
3、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 2/10 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
4、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
5、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3/10 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
6、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
7、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
8、，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4/10 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
9、 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
10、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
11、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。5/10 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
12、 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(CCAR23)，运输类飞机适航标准(CCAR25)，一般类旋翼航空界适航标准)(CCAR27)，民用航空材料、零部件和机载设备技术标准规定(CCAR37)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10/10 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。