飞机结构设计范文

飞机结构设计范文（精选12篇）

飞机结构设计 第1篇

民用涡扇发动机飞机短舱一般包括进气道、风扇罩、反推力装置和尾喷。

飞机火区必须有易燃液体和火源的存在。易燃液体主要指容易燃烧或者引起爆炸的液体和蒸汽。火源指的是飞机正常运转的条件下有足够的温度和能量点燃易燃液体的热源。

防火设计要求包括防火 (Fireproof) 和耐火 (Fire Resistant) 两种。根据AC20-135的定义:防火 (Fireproof) :材料或结构在2000℉±150℉的火焰下冲击15分钟, 能够完成设计要求的功能。耐火 (Fire Resistant) :材料或结构在2000℉±150℉的火焰下冲击5分钟, 能够完成设计要求的功能。

民用涡扇飞机发动机核心舱内由于发动机机匣的温度高于发动机正常运转所产生的易燃液体的自燃温度, 因此为指定火区 (Designated Fire Zone) 。涡扇飞机发动机的附件齿轮箱 (AGB) 如果布置在核心舱, 则风扇舱为易燃液体泄露区;如果AGB布置在短舱的风扇舱, 则风扇舱也为指定火区, 必须满足火区的防火要求。

2 短舱结构防火设计

短舱的火区需要有防火墙将其与非火区隔离开来, 防火墙可以分为以下两种:如果作为防火墙的采用金属材料的短舱罩体和隔板能够在火焰的冲击下保持设计要求的功能, 则为结构防火墙;如果作为防火墙的采用温度限制材料的短舱罩体和隔板需要护罩保护防止火焰的直接冲击, 则为被保护的防火墙。防火墙暴露与火区中的附属结构或支撑结构例如铰链和锁扣等, 也分为直接暴露的和护罩保护的两种。

短舱的防火墙上布置有很多开口, 用来通过发动机与飞机之间的管路与电缆。防火墙上的这些开口不会引起重要的外部载荷的称为小开口;可能会引起外部载荷的开口, 称为结构开口。这些开口都需要进行防火处理。

结构防火墙的设计, 由于直接暴露在火焰的冲击之中, 需要选取钢、钛合金等高温材料, 同时设计成在载荷的作用下能够保证防火墙的完成性, 不会引起火焰的烧穿。例如短舱进气道后隔板作为风扇舱火区的前边界, 一般直接暴露在火焰的冲击中, 为结构防火墙。后隔板结构的设计通常采用钛合金材料, 按照在火区的高温工作环境下, 保证飞行载荷的作用下有足够的安全裕度来设计。钛合金在高温下的材料性能会有所下降, 根据MMPDS-03, 保守的假设进气道后隔板的温度环境为1000℉

对于采用温度限制材料的短舱罩体和隔板, 需要设计护罩保护以防止火焰的直接冲击。这种防火墙保护层, 通常为非结构件, 仅仅用于满足防火保护的功能要求。可以按照AC20-135的建议, 通过材料和厚度的选择, 来满足防火的要求:

不锈钢板:0.015″厚度;防腐蚀保护的低碳钢板:0.018″厚度;钛合金板:0.016″厚度;蒙乃尔铜镍合金板:0.018″厚度;钢或者铜基合金的防火墙接头/紧固件

例如为了满足民用飞机噪声控制的要求, 短舱进气道的内壁板通常采用了消声处理的复合材料蜂窝结构, 不能承受高温环境。内壁板位于风扇舱的部分作为风扇舱火区内边界的一部分, 必须采用防火护罩将其保护起来。可以设计0.016″厚度的钛合金防火护罩, 将暴露在火区中的消声内壁板复合材料蜂窝结构保护起来。

对于采用温度限制材料的短舱罩体和隔板, 也可采用隔热毯 (Thermal Blankets) 来进行隔离保护。隔热毯通常采用陶瓷纤维作为隔离材料, 用面板将陶瓷纤维压缩成一定的密度和厚度来满足要求。隔热毯一般用于表面形状比较复杂的防火墙的隔离保护。例如, 短舱核心罩体作为包裹核心舱火区的防火墙边界, 通常整个采用隔热毯包起来进行隔离保护。热侧面板和冷侧面板将陶瓷纤维压缩成一定的厚度和密度来隔离火焰和满足强度要求。按照核心舱运行环境条件, 热侧面板可以选择不锈钢箔片材料, 考虑到损伤容限要求, 下罩体的面板厚度通常比上罩体要厚。隔热毯的冷侧面板通常采用复合材料面板。隔热毯的安装通常采用不锈钢的支架, 用蒙乃尔材料的紧固件固定。

短舱防火墙上的开口, 包括小开口和结构开口。小开口由于不会产生重要的外部载荷, 仅仅为功能部件, 因此按照AC20-135的解释, 可以选取高温材料满足防火要求。例如NAI馈电线管路的开口, 可选用718 Inconel材料;进气道的FADEC冷却管开口, 可选用不锈钢材料等。

对于可能会引起外部载荷的结构开口, 由于本身承担了结构传载的作用, 因为一般需要用隔热毯隔离保护起来满足防火要求, 例如反推装置的作动筒开口

短舱火区除了布置防火墙与非火区隔离之外, 还需要布置有防火密封件。防火密封件起到防火封严的作用, 短舱结构上一般用到球形密封件 (Bulb Seals) 、指形密封件 (Finger Seals) 和块状密封件 (Block Seals) 。根据不同结构的特点选择适当的密封件:反推内罩体外侧两个半罩体之间通常采用球型密封件封严;短舱泄压口盖和维护口盖通常采用指形密封件封严;块状密封件多用于形状比较特殊的防火墙周围的封严。

防火密封件要根据整个飞行包线内的压力载荷和机械载荷来选择设计。密封件上的压力载荷通常是由于密封件隔离的火区与非火区之间的压差引起的。用于隔离风扇舱与外部自由气流之间的防火密封件, 由于压力载荷较小, 通常采用低压球形密封件, 如风扇罩外侧两个半罩体之间的密封件;用于隔离核心舱与风扇涵道之间的防火密封件, 由于压力载荷较大, 通常采用高压球形密封件, 如内V形槽 (IVG) 密封件。

防火密封件之间还需要布置有密封接头将每一段密封件连接在一起, 以保证密封件在短舱中的连续性。密封接头包括非填充密封接头和填充密封接头。非填充密封接头用于连接相同压力区域的密封件, 填充密封接头中间用中等硬度的硅橡胶进行填充, 主要用于高压密封件和低压密封件之间的连接, 防止火焰从高压区域泄露到低压区域。

密封件上的机械载荷是由于关闭锁紧短舱罩体对密封件的压缩产生的, 也包括发动机振动的对密封件的影响。密封件的结构、硬度和压缩量等, 需要根据这些载荷来进行设计。

民用涡扇飞机短舱结构防火设计适用的适航条款主要包括CCAR25.865, 25.1181, 25.1191, 25.1193, 25.1207。

3 结论

短舱结构防火是动力装置防火设计的重要组成部分。国内对于短舱结构防火的研究还处于很薄弱的地步, 如材料的高温力学性能、试验分析等, 还需要开展大量深入细致的研究工作, 为大型客机动力装置的国产化打好基础。

摘要：涡扇发动机动力部分和附件部分为指定火区, 短舱作为包裹住火区的结构, 必须设计成能够将火区与非火区完全隔离, 以避免火区的火焰进去到其它区域引起灾难性的后果。随着对于民用飞机安全性要求的不断提高, 适航当局通过修正案和咨询通报, 对于动力装置的防火保护提出了更加严格的要求。本文研究的主要是火区的短舱结构防火墙与防火密封件的设计。

关键词：涡扇发动机,短舱结构,防火

参考文献

[1]中国民用航空规章第25部.4版, 2012, 10.

飞机结构效能的综合设计 第2篇

飞机结构效能的综合设计

依据武器系统效能的`定义对飞机结构效能进行了定义,并分析了影响因素及相互关系.在此基础上,选定了飞机结构的效能模型,对飞机结构效能综合设计的内涵进行了分析,简述了飞机结构可用性设计、可信性设计、固有能力设计及效费综合特性设计的基本内容.

作 者：何宇廷 孙旭 HE Yu-ting SUN Xu  作者单位：何宇廷,HE Yu-ting(空军工程大学,工程学院,陕西,西安,710038)

孙旭,SUN Xu(空军装备部,北京,100843)

刊 名：空军工程大学学报（自然科学版）  ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF AIR FORCE ENGINEERING UNIVERSITY (NATURAL SCIENCE EDITION) 年，卷(期)： 7(2) 分类号：V221 关键词：结构效能   可用性   可信性   固有能力  

飞机结构设计思想变迁（三） 第3篇

如今，乘坐喷气式客机出行已经是大众出行的一种常见方式，但是在二战后期以及其后的20世纪40、50年代，这还是一件稀罕事。上期文章中提到，在1949年7月27日，世界上第一架喷气式客机——“彗星（Comet）”号原型机进行了首次飞行。它采用了当时的新技术和新材料，在飞行速度、舒适性、载客人数等方面都代表了当时大型喷气式客机的最先进水平。这种由英国德·哈维兰（de Havilland）公司研制的民航客机是世界上第一种以喷气发动机为动力的民用飞机，这在当时被认为是革命性的。它装有4台涡喷发动机，后掠式机翼，速度可达788千米/小时。机体为全金属半硬壳结构，采用密封机舱，在万米高空飞行时有着前所未有的平稳性和舒适性。“彗星”的速度优势也是当时任何使用螺旋桨式客机无法相比的（使用螺旋桨式发动机的DC-7客机巡航速度653千米/小时），从伦敦飞到罗马只需2小时。“彗星”的出现，使英国成为当时航空界的翘楚。1952年5月2日，当“彗星”Ⅰ型客机投入从英国伦敦飞往南非约翰内斯堡的航班服务时，全世界轰动了。这种高速客机令飞行成为一种奢华的享受。1952年5月，英国海外航空公司的9架“彗星”Ⅰ型客机投入航线运营，标志着民用航空喷气式时代的到来。

然而，之后在“彗星”客机身上发生的多起恶性事故，断送了“彗星”客机和德.哈维兰公司的前途，也促使人们去研究航空结构的金属疲劳现象，乃至形成安全寿命设计的飞机结构设计思想。

1953年至1954年期间，“彗星”Ⅰ型客机接连发生坠毁事故，导致“彗星”客机停飞。继“彗星”客机的投入运营引发轰动之后，它的空难再一次轰动了全世界。1954年1月10日，一架英国海外航空公司（BOAC）的“彗星”Ⅰ型客机（航班编号781号）从意大利罗马起飞飞往目的地英国伦敦。起飞后26分钟，飞机空中解体，后坠入地中海。机上所有乘客和机组人员全部遇难。“彗星”停飞两个月后，由英国海外航空公司总裁保证不会出事才恢复飞行。然而时隔不久，1954年4月8号，另一架从罗马飞往开罗的“彗星”Ⅰ型客机也发生了同样的空中解体事故。在不到一年的时间里，有3架彗星客机在空中解体坠毁。人们对此议论纷纷，究竟是因为喷气式飞机飞得大快了，不适合作为民航客机使用；还是因为喷气式客机飞得太高了，被气流冲击损坏；又或者是“彗星”客机本身设计就有问题？后来调查研究显示，由于“彗星”使用了增压座舱，对客舱的加压结构设计经验不足，长时间飞行以及频繁起降使机体反复承受增压和减压的交变应力而引发金属疲劳是发生“彗星”Ⅰ型客机解体坠毁事故的原因。据统计，因发生事故而损坏的“彗星”客机中多数是因金属疲劳以及设计方面缺陷造成的。

我们都知道，在人长时间工作得不到休息或者因为生病就会感觉到疲劳。通俗的说，就是“我累了”！那么，“金属疲劳”是怎么一回事呢？

世界上第一台蒸汽机车要比莱特兄弟的“飞行者一号”早出现将近一百年，随着铁路运输的兴起和发展，人们发现机车的车轴常常发生损坏，而这些车轴明明是符合设计要求的。但是在满足静强度要求的条件下，经过一段时间使用的车轴依然会发生断裂。原来机车的车轴在运转中承受着周期性变化的弯曲应力，这种周期性变化的应力称为“交变应力”。在对交变应力作用下的车轴进行观察分析后，研究人员发现车轴所能承受的交变应力的大小比其能承受的静应力要小得多，而这种在交变应力作用下发生失效破坏的现象就叫做“疲劳破坏”。

疲劳破坏的危险要比普通的超重超载所带来的破坏更加严重，因为我们在进行飞机设计的时候，会非常重视飞机结构危险部位的受力状况和变形情况，不但要通过详细的计算使得其应力应变水平低于材料的许用应力和最大形变要求，还要在样机制造出来之后进行静力加载试验来验证设计出来的飞机是否满足实际使用的要求。但是结构所能够承受的交变应力却往往要比其所能承受的静应力要小得多，就好像一个结构在100Mpa的静应力加载条件下不会发生破坏，但是在应力幅为20Mpa的交变载荷加载下却会发生断裂。有一个经常发生在我们身边的例子可以很直观的说明这个现象：当我们想弄断一根铁丝而手边没有合适工具的时候，我们一般不会用蛮力直接将其拉断，因为那样往往费尽九牛二虎之力却难以奏效。我们往往会在将其截断的位置往复弯折。这样不但不费太大的力气，还能有效地折断铁丝。

飞机结构在使用中也不断承受着交变载荷。从总体上看，飞机每次飞行都经历着从起飞到着陆的周期性交变载荷作用的过程，在每次从起飞到着陆这样大的周期内，还包含着许许多多小的交变载荷，这就带来了飞机结构的疲劳问题。其实在1954年“彗星”Ⅰ型客机接连三次机毁人亡的灾难性事故引起世界范围极大重视之前，就已经发生过很多由于结构发生疲劳破坏而引发的事故。第二次世界大战前后，约有20架英国“惠灵顿”重型轰炸机发生疲劳破坏；1952年，美国多架F-86“佩刀”战斗机因为机翼主接头发生疲劳破坏而连续发生事故。在民机方面，由于服役期限长，正常使用时的应力水平又与设计的最大应力水平接近，情况就更为严重。1948年美国“马丁202”型运输机失事；1951年英国“鸽”式飞机因翼梁破坏在澳大利亚失事；1953年英国“维金”号飞机也因主翼梁破坏在非洲失事。可见在当时，人们还未能意识到疲劳破坏对于航空器飞行安全的巨大危害。

早期设计的飞机的疲劳问题并不突出，是因为在设计时只考虑了强度刚度要求，但是受限于较低的结构设计水平，留出了较大的强度储备，安全系数较高，使得飞机在使用中的应力水平甚至低于按现代考虑了疲劳问题而给出的许用应力。这样，飞机结构的疲劳问题就被掩盖起来了。然而当航空技术飞速发展，为了使飞机能够达到更大的速度高度以及更加良好的飞行性能时，就要求结构的重量要尽量轻。随着静强度计算得越来越精确、飞机结构设计的水平越来越高、实验技术越来越先进，飞机静强度的“储备”就留得越来越少，疲劳问题就暴露了出来，导致很多静强度合格但未考虑疲劳问题的飞机发生了严重的疲劳破坏事故。这里说句题外话，从这个事情中我们也能够看到任何事物都是具有两面性的，结构设计水平的提高带来了飞机性能的提高，但也暴露出了以前没有出现的安全问题。开个玩笑来说，就是“算不准”的飞机没出问题，“算得准”反而出事了！联想到我国近些年不断出现的由于超载而引起的路面开裂、桥梁垮塌事故，某种程度上也是因为设计的时候“算得太准了”，设计应力水平和实际应力水平接近，一旦出现严重超载大大超出设计承重，就会出现问题。而那些更早时候设计的桥梁因为留出的设计冗余大，反而不容易出事故。当然，豆腐渣工程就另当别论了。

在这些由疲劳问题导致的事故发生以后，大量的分析和研究表明，只按静强度和刚度设计并不能保障飞机结构的安全。飞机飞行速度的提高、高强度材料的使用、结构强度分析水平的提高都使得疲劳问题日益突出，由此提出了安全寿命设计的飞机结构设计思想。其设计准则为Ne≤Ns＝Nex／Nf。其中Ne为飞机的实际使用寿命，Ns为飞机结构的安全寿命，Nex为结构的疲劳是验收寿命，Nf为疲劳分散系数。

民用飞机复合材料地板结构设计 第4篇

材料选择

复合材料主要由增强纤维-树脂基体组成。首先应选择合适的增强纤维, 增强纤维有玻璃纤维、碳纤维、硼纤维和凯夫拉纤维。地板结构主要考虑的是强度、刚度 (地板变形量不能太大, 否则影响乘客舒适性) 、重量和耐腐蚀性能。碳纤维相对其它纤维具有较高的比强度和比模量;润滑性、耐磨和耐腐蚀性能优秀;热膨胀系数小且在高温下尺寸稳定性好, 故对于地板结构来说碳纤维是比较合适的增强纤维材料。典型的碳纤维材料抗拉强度≥3103MPa, 弹性模量≥221 GPa, 断裂伸长率≥1.28%。

接下来选择树脂基体材料。树脂基体分为热固性和热塑性材料, 目前飞机机体结构一般选择热固性树脂。常用的热固性树脂有酚醛、环氧和聚酯树脂, 其中环氧树脂的密度最小, 抗拉、弯曲和热变形强度最高, 固化后的力学性能、电性能、耐腐蚀性、粘接性都很优良, 固化收缩率小, 尺寸固定。综上, 选择碳纤维-环氧树脂作为地板结构材料。

模具材料主要有钢模具、铝模具、复合材料 (碳纤维-环氧树脂) 模具、镍钢合金等4种, 钢模具线膨胀系数比碳纤维-环氧树脂高, 焊接部位容易出现裂纹而造成报废;铝模具由于表面硬度小而产生划痕和凹陷;复合材料是最新采用的模具材料, 其与制件线膨胀系数相同, 但多次使用后容易开裂且使用温度偏低, 吸湿现象严重;镍钢合金是目前成熟的模具材料, 线膨胀系数与制件相当, 不易变形, 质量稳定。综上比较, 可以选择镍钢合金作为模具制造材料。

其余的辅助材料包括固化剂、脱模剂、脱模布、真空袋和透气袋。固化剂可选用卤代芳香胺类化合物;脱模剂可采用水性脱模剂如Coating7569;脱模布采用聚四氟乙烯布;真空袋采用聚酰亚胺薄膜以便于满足180℃的固化温度要求;透气材料采用玻璃布。

复合材料地板结构的制造工艺

目前航空复合材料的主要制造工艺是预浸料-热压罐工艺。这种工艺方法的优点是工艺手段成熟、零件具有均匀的树脂含量、致密的内部结构和优良的内部质量。缺点是耗费能源、工艺设备较为昂贵。但是随着自动化和信息化水平的提高, 这些缺点逐步得到改善。此外, 地板横梁、地板立柱和地板滑轨等一般都是等截面、长细比较大的零件, 也可以采用拉挤成型工艺, 但其工艺技术还不够成熟, 故本文仍然采用预浸料-热压罐工艺, 其主要工艺流程如图2所示。

其中预浸料制造工艺采用干法预浸料层贴工艺, 其具有如下优点:

(1) 制造过程便于机械化、自动化, 大大改善了工作环境和劳动强度;

(2) 制造过程的质量控制很严格, 可靠性高;

(3) 碳纤维和环氧树脂之间的比例易于调节, 树脂含量便于控制;

(4) 可按需要调节碳纤维角度、单层厚度和层数, 充分实现复合材料的可设计性。

材料具体牌号可选择T700碳纤维单向预浸料, 固化温度180℃, 该温度下27分钟之内凝胶, 最高工作温度170℃, 热压罐成形。

地板零件的单向预浸料一般采用树脂膜法进行制造, 树脂膜法可调节树脂含量并使树脂分布均匀, 也可以很好地控制预浸料密度;且树脂膜法不需要使用溶剂, 对环境无污染, 不易造成生产事故。

预浸料的下料和铺堆叠一般采用层叠滑移工艺。该工艺是国内研发的专门用于类似地板梁等大长细比零件的毛坯制造工艺。首先将零件三维模型展开成平面, 并用自动铺带机铺叠成展开后的平面毛坯, 再将其放入专用设备进行加热软化, 通过施加压力使其贴合于模具表面, 形成最终三维的叠层制件毛坯。

叠层毛坯形成以后, 将其置入热压罐中对其进行抽真空, 并形成真空、隔离、透胶、吸胶和透气系统, 实现控制树脂流动方向和流出量、排除夹杂气体以及外部压力的均匀分布。最终形成热压罐的真空封装系统。复合材料在热压罐中固化时要通过纤维及树脂性能来确定热压罐压力-温度控制曲线。

对于脱模环节, 脱模难易程度及脱模质量和模具设计优劣息息相关。产品脱模后, 应按地板零件的外边缘进行切边或打磨。

复合材料地板结构设计关键技术

地板横梁或立柱一般为工字形, 在实际铺层的时候由2个背靠背的C形、一个上缘板和一个下缘板组成, 为防止三者之间的结合面发生剥离, 结合面处应都采用0°铺层;两个C形梁进行背靠背贴合时, 顶部会形成空腔, 空腔内应用填充料填充。地板横梁或立柱的截面应采用等截面形式, 以避免应力集中;在零件的弯边处应采用圆弧过渡, 内圆半径应大于板厚;铺层相对模具的位置应正确, 同时保证铺层纤维方向与设计图纸保证一致, 每一层预浸料的表面要保持清洁避免杂物进入, 隔离层应被剥离;预浸料应保持平整防止扭曲;应尽量采用对称铺层, 以消除热变形和内应力;铺叠时间应尽量短;应根据温度压力曲线严格控制温度和压力参数以及加压时间。各个地板梁结构零件在热压罐中应均匀排布, 防止发生堵塞和干涉。在满足该条件的情况下, 应尽量布置更多的零件以提高生产效率。

结束语

纸飞机教学设计 第5篇

这是结合纸飞机工作室的仿真纸飞机模型特点设计的教学案例，通过纸飞机模型的仿真特点讲解空气动力布局、空气动力原理和飞机控制原理等理论知识，通过投掷纸飞机模型在实验中验证这些理论知识。如果时间充足，还可以向学生讲解飞机机动性能、军事涂装等军事知识，介绍我国的航空工业发展成就。

一、教学准备：

1、学生制作用的纸飞机模型图纸，建议用常规动力布局的FC-1枭龙机型的免裁版。

2、各种气动布局飞机挂图，有条件的可用投影仪播放《空气动力布局简介》。

3、制作好的剪好前缘襟翼的纸飞机模型一架，建议用常规动力布局的FC-1枭龙机型见图：

二、教学过程：

1、向学生们演示纸飞机模型，并投掷放飞，引起学生们的兴趣。

2、向每名学生发一张纸飞机模型图纸（最好是免裁版），在老师指导下，统一按照步骤制作纸飞机模型。见教学版折叠制作图 教学版折叠制作视频 视频下载

3、持纸飞机模型向学生介绍各个部位名称，注意这时只需要介绍主翼、水平尾翼和垂直尾翼即可。

4、讲解飞机为什么会飞。

⑴因为地球有空气。鸟类依靠翅膀扇动空气的反作用力产生升力飞翔，飞机的机翼依靠速度产生升力飞翔。翱翔时鸟类滑翔的空气动力原理与飞机完全相同。

⑵机翼如何产生升力。机翼产生升力的条件是机翼下方空气的压力大于上方的压力。要满足这个条件，做到两点，机翼要有迎角，或者要有弯度。

实验一：调整纸飞机向上打升降舵，时投掷纸飞机向上爬升，这就是因为机翼有了迎角。

实验二：调整纸飞机放下襟翼，并向上打升降舵配平，投掷出去后，纸飞机飞行速度和下降速度均减慢，这是襟翼增加了机翼弯度从而增加了升力的结果。

5、讲解飞机控制知识。参见《仿真纸飞机模型基本控制技术》

⑴介绍机翼可动的各部位名称：襟翼、副翼、水平尾翼襟翼（水平舵、升降舵）、方向舵、腹鳍等。

⑵介绍水平尾翼（水平舵、升降舵）的作用。压低或抬高机尾，改变纵向平衡，用于起飞、降落、转向。手持纸飞机模型模拟飞机起飞和降落的过程，讲解水平尾翼压低机尾抬高机头的作用。实现转向稍候讲解。

实验：调整水平尾翼向上或向下转动，投掷出去看实际效果。

⑶介绍垂直尾翼，主要作用是防止偏航或者调整偏航，保持纵向稳定。着重讲述垂直尾翼的作用并不是转向，用垂直尾翼转向是灾难性的，因为方向舵在上方，所以产生的力不平衡，会使飞机侧倾并向下飞。如果上下都有一样的水平舵就没这个问题了。实现转向需要副翼和水平尾翼配合，特别是机动转向时，垂直尾翼没有任何动作。大半径偏航式的转向才需要方向舵控制。

实验一：轻微调整方向舵投掷出去，纸飞机模型飞出去后开始向一侧偏航。向左侧和右侧各偏航投掷一次。

实验二：加大调整方向舵投掷出去，纸飞机模型飞出去后开始偏航并侧倾然后栽向地面。

4、介绍副翼。

⑴横向旋转：两侧副翼反方向转动控制横向旋转。问学生们一个问题：副翼为什么在翼梢呢？这是杠杆原理。

实验：调整纸飞机模型的两侧副翼，逆时针旋转投掷一次，顺时针旋转投掷一次。

⑵转向：手持纸飞机模型模拟转向，副翼反向转动——飞机开始旋转——副翼回位飞机保持侧倾——抬起水平尾翼飞机开始转向。

实验：调整好副翼和水平尾翼的角度投掷出去，纸飞机模型盘旋一圈滑翔回来。左右各转向投掷一次。

5、介绍襟翼。手持纸飞机模型，放下襟翼模拟起飞和降落，襟翼改变机翼弯度增大阻力的同时将阻力转换为升力，起降时可以缩短滑行距离，保持迎角不太大。迎角太大影响飞行员视野并容易失速。襟翼和副翼的区别在于转动的方向是否相同，同向转动叫做襟翼，反向转动的叫做副翼，既可以同向又可以反向转动的叫做襟副翼。

6、讲述失速。飞机有一定的迎角会获得更大的升力，但是迎角过大的话机翼上表面气流就会分离紊乱，机翼下表面的空气压力就不在比上表面大，从而不再产生升力，这时动力不足或者没有动力的飞机就会失去速度，开始坠落。简单介绍

前缘襟翼的作用就是防止气流分离，减缓失速。但是要告诉学生，前缘襟翼只对有动力可以遥控的飞机模型有效，对于自由滑翔的纸飞机是无效的，建议他们不要剪出前缘襟翼，否则会影响滑翔性能。当然为了研究是可以的。

实验：以小迎角投掷纸飞机模型，飞机爬升，在惯性消失后开始平飞滑翔降落。以大迎角投掷，惯性消失后纸飞机模型开始坠落。

7、机动性能。

简单介绍飞机的机动性能，手持两架纸飞机模型模拟空战，一前一后，前面的战机如果转弯半径小会绕到敌机后方取得攻击优势。

机动动作中，飞机往往是大迎角飞行，这时流经垂直尾翼的气流很乱，垂直尾翼往往作用减弱或者不再起到纵向稳定的作用，这时就需要腹鳍发回作用。

8、军用涂装。简单介绍军事伪装技术，军用飞机的伪装一半分为两部分，上半部分伪装地面色彩，例如伪装海洋、丛林、沙漠的伪装迷彩。下半部分伪装天空的色彩。高空作战的飞机则没有迷彩，上下一致为蓝灰色。军用涂装都要求有尽可能低的反光性能，所以看上去都是亚光的。

9、介绍飞机的空气动力布局。

通过挂图或者投影仪向学生介绍各种飞机空气动力布局，让学生掌握分辨空气动力布局的知识。如果时间富裕，可以穿插介绍我国的航空工业发展成就，例如自主知识产权的ARJ21祥凤支线客机填补了国际客运航空市场空白；歼10战斗机是我国航空工业发展的里程碑，是世界上最强大最先进的单发战斗机；改进生产的歼11性能远远超过俄罗斯的苏27，是当今世界上最强大的战斗机之一；FC-1枭龙是世界上性价比最优秀的战斗机，在国际航空市场上有明显优势。还可以讲述一些有趣的小知识，例如猛龙和枭龙是我国官方自己起的绰号，而侧卫是北约组织给苏27起的绰号，北约起绰号的规律是战斗机均选择以F打头的名词，轰炸机均选择以B打头的名词等。

三、复习

1、投掷学生的纸飞机模型。选择学生制作不太好的纸飞机模型投掷，根据飞出去出现的问题向学生发问，为什么会这样？如何解决。让学生自己根据学习到的知识想办法调整解决问题，并通过试飞验证知识和自己的调整方法是否正确。

2、讲述投掷技术要领。向学生讲解小臂投掷是画圈过程，所以要注意投掷出手时一定要掷出方向与机翼在一个水平面上。投掷出手的迎角不宜过大，否则容易失速。投掷的力量应慢慢加大，一边发现问题一边调整一边加大投掷力量。

3、警告要注意安全，不要冲着人投掷，不要在人多的地方投掷，不要在街道等有车辆经过的地方投掷等等。

四、总结

今天学习到了三大知识：

1、如何制作一架纸飞机模型。

2、飞机的飞行和控制原理。

某飞机设计所研发质量管理与设计 第6篇

项目背景

某飞机设计研究所是承担我国高、精，尖产品研制的重点单位。飞机研制领域覆盖流体力学、工程力学、机械结构、振动、电子、雷达、激光、自动控制等多种专业，这就对产品研制阶段的质量控制提出了极高的要求。为适应多项目、多任务的科研生产形式及国防质量战略要求，该所亟需引入精益研发思想和现代质量设计方法，通过质量信息化，实现对质量资源进行优化和重组。质量管理的网络化协同，发挥质量管理的过程与全员参与效能。切实提高质量管理、控制和响应能力。满足国防工业的质量要求。

面临的挑战

经过近二十年企业信息化的发展，该所已经初步建立了企业数字化研发基础信息平台，在设计效率上有了很大的提高。但是目前的质量管理却没有真正融入到研发工作中，没有形成深入到研发过程中的质量控制体系，经验式的设计模式依然非常普遍。产品设计要保障高效率、高性能的同时，满足市场和客户对产品提出的高质量、高可靠性要求，面临着诸多挑战：

首先，设计目标不清晰，贯彻不受控；第二，设计规范与实际操作“两张皮”：第三，产品设计质量无法客观分析和评价第四，设计优化方法无法与设计流程相结合第五，设计更改频繁影响研制周期：第六，可靠性分析缺乏基础数据，信息共享不足：第七，研发经验及知识无法积累和重用。

质量设计平台的应用

PERA.Quality研发质量管理与设计平台以精益研发思想为指导，以质量总线技术为支撑，采用系统工程与价值分析理论，通过驱动设计的研发流程管理和数据集成方法，建立整机的协同研发的质量设计集成环境，渗透到产品研发的所有活动中，进行过程的质量控制，有效解决了企业存在的问题。

飞机研发过程开展的基础活动是WBS，即各专业所需完成的工作包。系统通过对工作包交付质量的定义、监控和评估，确保用户在进行顶层质量策划时将质量控制目标合理分解到一系列工作包中，实现对关键阶段和关键活动的质量控制。系统功能涵盖质量策划管理、质量监控和评估、需求工程管理，指标管理、过程质量控制、五性管理、质量数据管理，支撑库等几大部分，系统还可与PDM、PM、综合设计系统、知识工程系统、图纸审签等进行集成。

1、对飞机设计项目进行质量策划，明确控制要求

质量策划是实现飞机研发过程质量保证的主要手段。系统通过对研发过程进行质量策划，形成确保产品满足顾客要求所需步骤的结构化流程和质量控制点及要求。通过策划来指导研发过程的质量保证及质量设计活动，并对相关活动过程进行监控管理。

2、过程质量控制贯穿飞机设计活动始终

通过每个研发活动的工作包所对应的质量控制目标、质量规范和模板对研发活动进行有效的检验与过程控制。过程质量控制贯穿整个研发流程，实现对关键阶段和关键活动评审控制。质量部门通过数据接口监控和跟踪设计活动文档的质量状态，对质量问题进行闭合和归零。

3、质量数据管理，为管理决策提供面向过程质量的数据支持

飞机总体设计以质量策划、控制、分析、改进为主线，按照部门、专业领域、产品结构等维度梳理质量数据总线、数据来源，管理模式，梳理数据、指标、质量状态的监控模型，为管理决策提供面向过程质量的数据支持。建立研发质量数据库，故障库，策划支撑库等内容，对于各模块产生的质量数据、信息，形成数字化质量数据库，提高质量数据的查询、追溯效率，满足军方数据打包要求。

4、质量监控，对研发过程的掌控和管理

在质量总线管理的模块中，实现了飞机总体设计从总体的技战术指标、到各级、各专业的设计指标、参数指标、性能指标、质量特性等。指标监控以看板的方式，从质量总线管理模块中读取数据，形成图形化的指标监控视图，用于对总体指标展开过程和指标完成状态的实时监控和跟踪追溯。

应用效果

飞机设计研究所通过PERA.Quality研发质量管理与设计平台的应用，使质量控制贯穿了整个研发过程，实现早期质量预防，减少产品在试制和量产阶段的设计变更，缩短产品研发周期。研究所充分肯定了质量管理与设计平台的应用给型号质量和研发管理水平带来的整体提升，尤其是：

1、基于飞机设计实际研发流程编写新质量文件，使质量文件得到改进，将质量控制与真实的研发过程统一起来，解决质量与研发过程两张皮问题。

2、基于WBS梳理设计人员检核项，形成自检，互检、审批和评审，使设计体系中的人员可以自我提高设计质量水平。

产品质量是可以设计出来的，设计过程决定了产品的基因。许多企业渐渐意识到设计阶段对于产品质量至关重要，但却苦于设计质量方法的落地。通过某飞机设计所对PERA.Quality研发质量管理与设计平台的案例分析，可以看出开展质量管理和设计，是有方法和规律可循的，重要的是要转变传统的质量观念，用精益研发的理念指导设计过程。同时，在选择设计质量管理系统上，必须与企业相关的信息系统进行集成，以打通设计质量的数据链，实现控制设计过程质量，避免消除了一个信息孤岛却产生了多个信息孤岛。企业要逐步从设计驱动转变为需求驱动，利用有效的设计过程控制方法和质量设计方法，完全能够打破困境，在市场竞争中异军突起，赢得更多客户的满意。

数字化柔性装配的飞机结构设计 第7篇

介于飞机制造的装配工作周期长、占用场地大、工作量大以及工作效率低等特点, 在现阶段的飞机制造过程中, 如何减小飞机装配工作量以及装配难度、缩短飞机装配时间、提高飞机装配质量等是飞机制造行业主要考虑的问题。随着科技和航空产品制造技术的发展, 一些国外先进航空公司提出了飞机柔性装配概念。与传统装配技术相比, 该装配技术适用范围更加广泛, 装配过程更加简化, 只需较少的劳动力, 同时能够保证良好的装配质量。数字化柔性装配技术的工作原理是:通过飞机数字化的设计, 进行飞机装配的数字量传递, 通过结构化的装配工艺技术和工装设计制造技术以及数字化定位和检测技术等, 充分结合柔性装配技术的需求以及特点, 进行飞机数字化柔性装配。

2 数字化柔性装配的飞机结构设计技术

该技术是通过数字化的飞机设计来对飞机进行数字化的装配。在进行飞机结构设计的环节中, 通过对装配过程中可能出现问题的综合考虑, 真正确保飞机在装配过程中能够快速、高效、优质地实现装配。数字化柔性装配的飞机结构设计技术主要包括以下方面:

2.1 分析飞机的装配结构以及装配性能

对飞机装配结构的分析就是在飞机设计过程中对飞机可装配性的分析。飞机装配性能分析需要在飞机结构设计完成之后进行, 通过对分级结构的装配性能分析来帮助改进飞机装配结构, 从而满足飞机数字化柔性装配的要求。

2.1.1 对飞机采用模块化方式进行设计。

可以在设计前对飞机的各个组成部分进行分析, 了解飞机各个部位的特征以及属性, 然后根据分析对飞机进行模块化的设计, 从而方便飞机的装配工作。

2.1.2 采用整体性的结构设计。

为了方便飞机的装配工作, 需要减少飞机结构设计中的零部件以及组件的数量, 尽量采用整体结构设计。

2.1.3 促进设计的多功能化。

可以采用一些多用途零部件来进行飞机的装配, 通过多用途零部件的作用来简化飞机装配的工作量。

2.2 运用三维数字化模型预装配以及装配虚拟仿真等技术

通过三维模型数字化预装配技术可以对飞机进行相关的检验以及分析, 确保飞机的可装配性。同时, 利用零部件的三维造型和对产品的数据管理等方式可促进飞机结构的协调、整个飞机的系统设计过程以及零部件的检查等活动, 确保设计环节的有效性和准确性, 减少飞机装配过程中的更改等问题。同时, 借助虚拟环境和三维数字化模型进行飞机设计时, 可以对飞机的部件对合以及飞机设备的安装进行仿真模拟, 通过对实际装配过程的模拟, 对飞机的设计方案进行检验, 确保飞机安装的顺利进行。

2.3 柔性装配结构设计

进行柔性化的飞机装配, 需要对飞机结构中的相互位置关系进行合理的空间定位以及检测工作。例如, 进行无型架的装配时, 需要运用激光准直定位技术, 这就需要进行飞机上的激光定位孔系结构设计。所以, 在进行飞机结构设计时, 应结合柔性装配结构的功能特征来进行, 以方便飞机柔性装配定位以及检测的实现。

2.4 装配公差的分析和综合

装配公差的分析和综合是以对飞机装配形位精度的控制为目标的, 并且建立在飞机装配结构模型的基础之上, 通过人机交互来进行飞机装配公差封闭环的确定, 然后根据对约束图的求解就可以准确的得到飞机的装配公差组成环, 通过尺寸链的生成来提取飞机装配尺寸和装配公差信息。此外, 还可以利用“补偿环”设计以及在飞机装配中进行统一状态控制和测量等方法减少飞机装配误差, 提高飞机装配的精度。

3 数字化柔性装配飞机结构设计的基本要素

3.1 对结构装配定位点的合理选取

对飞机装配进行定位点设计是为了减少装配的制造环节, 同时也可以保证零部件的外形及性能。因此, 需要飞机结构设计人员以及装配作业人员共同进行装配定位点的选取和确定。实际操作过程中, 需要注意对蒙皮类薄壁组件以及框、肋类组件的定位点选取。

3.2 飞机装配中的自动制孔铆接结构

不同于传统的手工铆钻方式, 数字化柔性装配飞机结构设计中采用自动装配制孔技术进行飞机装配, 通过自动化的铆钻方式、对装配连接件校正基准孔和预定位孔的准确合理布置, 提高了飞机装配效率和装配精度。

3.3 飞机分离面的划分以及结构开敞性

飞机的分离面分为设计分离面以及工艺分离面两部分。进行柔性装配工艺需要对飞机分离面进行合理划分。在具体设计中, 对飞机分离面的划分要做到便捷性、规范性、通用性以及开敞性的综合协调统一。

3.4 飞机装配过程中的结构设计

数字化柔性装配技术对飞机装配的精度要求比较高, 因此对飞机装配过程的结构设计十分重要。具体需要考虑以下几点:

3.4.1 需要注意考虑飞机零部件在制造以及装配过程中的力学性能变化问题。

在飞机零件的制造和装配过程中, 需要注意环境温度因素, 还需要对零部件的连接状况以及重力因素进行考虑, 减少制造和装配过程中零部件外形和尺寸的变化, 减少误差, 确保装配以及飞机使用过程中零部件的性能。

3.4.2 需要对飞机装配中不同连接方式测量基准进行分别考虑。

例如, 对半硬壳式机身段和活动面之间的对接;对机翼和机身之间的对接等。针对不同的飞机装配和连接方式, 测量工作需要采取不同的标准。

3.4.3 需要注意不同的制造工具以及装配设备对飞机零件结构设计的不同要求。

数字化柔性装配方式需要运用新型制造和装配工具, 从而适应飞机制造发展的需求。

4 结束语

飞机制造是一项系统化的工程, 需要较高的技术水平, 对零部件制造工艺与装配工艺都有较高要求。通过数字化柔性装配的飞机结构设计, 可以解决现阶段飞机装配过程中遇到的很多难题, 简化飞机装配工序, 提高飞机装配效率和装配质量, 从而促进飞机制造业的发展。

摘要：数字化柔性装配的飞机结构设计是一种新型的飞机装配设计方式。通过该项技术可以很好的促进飞机装配和制造活动的开展。文章通过对数字化柔性装配飞机结构设计的相关阐述, 分析了数字化柔性装配设计的相关方法。

关键词：数字化,柔性,装配,设计

参考文献

[1]王仲奇.飞机部件级的数字化柔性工装设计[J].航空制造技术, 2011 (1) .[1]王仲奇.飞机部件级的数字化柔性工装设计[J].航空制造技术, 2011 (1) .

[2]范玉青.大型飞机总装配中的若干问题[J].航空制造技术, 2012 (1) .[2]范玉青.大型飞机总装配中的若干问题[J].航空制造技术, 2012 (1) .

[3]王巍.飞机数字化柔性装配技术研究[J].节能, 2011 (30) .[3]王巍.飞机数字化柔性装配技术研究[J].节能, 2011 (30) .

[4]郭洪杰.飞机数字化柔性装配生产线关键技术[J].航空制造技术, 2011 (17) .[4]郭洪杰.飞机数字化柔性装配生产线关键技术[J].航空制造技术, 2011 (17) .

飞机柔性装配工装设计分析 第8篇

1 介绍国内外飞机柔性装配工装设计研究现状

1.1 国外研究现状

目前,国外大量的飞机装配均采用了柔性工装技术,而且为了有效的适应产品设计的变化要求,其研究者们共同努力,提出了一种适用于复杂形状工件或者定位含有大曲率的荣幸工装技术,该工艺是通过有效的控制真空吸盘所生成的能够与工件曲面的外形保持一致(且均匀分布)的吸附点阵,并且能够精确而牢固的帮助工件完成铆接、钻孔、铣切等工序,与此同时,若壁板外形发生某种程度的变化,采用该工艺,其工装的外形以及布局会随着壁板变化而发生相应的调整。另外,为了提高飞机装配工装设计的精确度,还可以通过及时的更换蒙皮夹持器、长桁等,并且选用不同尺寸以及不同形状的壁板完成不同要求的工装设计。除此之外,国外还存在另外一种柔性装配工装设计工艺,即:机翼装配的可重构柔性工装技术,该工艺的静态框架采用了一系列的螺栓连接的标准梁以及相应的标准连接件构造,将飞机装配工装的骨架支撑起来,并且在框架梁上安装动态模块,从而使得定位夹紧器的设计参数符合相关设计要求,然后,利用激光测量系统,对定位夹紧器进行适当的微调,而且经实践发现,该工艺适用于各种复杂零件的定位夹紧,而且该工艺在国外的各种类型的飞机装配工装中得以应用。还值得一提的是:国外近年来出现了机翼与翼梁的决定性装配工艺,该工艺是通过连接翼肋、翼梁、壁板等,由翼肋、翼梁共同构成骨架,减少飞机装配对型架的依赖,提高了装配工装的精准度。总的来说,国外对飞机柔性装配工装设计工艺的探究较为成熟,且获取了较高的研究成果。

1.2 国内研究现状

近年来,国内也开始重视飞机柔性装配工装设计工艺研究,并且设计了大量的飞机柔性装配工装,举些例子,如:行列吸盘式壁板柔性装配工装、壁板组件预装配柔性工装、数控柔性多点装配型架、大部件对接柔性装配工装等等,这些装配工装工艺具有相通点,即:利用定位单元、夹紧单元、柔性骨架单元、锁紧单元等,进行了相应的定位执行末端设计。另外,在飞机制造的过程中,需要根据布局的实际要求,按照特定的顺序科学合理的布置定位点级、工装骨架轴位域、元件级等,从而全面的提升飞机柔性装配工装设计的精准度。除此之外,根据实际需要,构建分层映射模型(根据多色集合理论),从设计特征———工装概念设计特征,完整的映射出相关参数,并且根据飞机制造的实际要求,及时的调整设计,并且通过控制几何层科学的计算出各个参数,保证各个参数的真实、客观、完整,从而全面的提升设计的精准度。

2 具体的分析设计流程

2.1 分析目标产品的设计特点

飞机柔性装配工装设计首先需要综合分析产品设计模型的结构特点(在科学的选取设计模型的基础上),参考相关文献以及制造实际数据,分析、总结出目标产品的机构、基准等特征,并且根据相关要求,采取装配协调方法,提高转配的精准度,目的在于:有效的确定多装配对象之间保持调谐的精准度,实现装配基准。

2.2 确定柔性定位特点

飞机柔性装配工装设计的定位特点的确定,主要是通过分析产品顶层关键特征(包括外形的准确度、交点的准确度等),然后逐级的传递分解(沿着飞机制造的流程),直到零件级的分解,最终获取各个环节的具体特征,并且整合出装配精准度对各个环节所造成的影响以及各个环节互换协调特征,最终形成目标产品的初始定位特征,然后进行具体的分析。另外,确定柔性定位特点,至少需要一个刚性装配工装的辅助,而且在设计的过程中,需要及时的调整工装周期,有效的解决细节问题,从而满足一个产品结构特征的变化需求,且提高精准度。

2.3 确定柔性定位器功能

飞机柔性装配工装设计在很大程度上依赖定位器功能的提升,而为了有效的提升定位器功能,确保飞机制造的精准度,一般情况下,需要实现多个产品对象的柔性定位,并且在3个自由运动的空间内可以随意的定义6个自由度,而且高精度的机床可以实现8个自由度运动,而且针对柔性设计而言,其稳定性以及高精准度能够确保飞机制造的安全性,降低风险以及成本,提高效益。另外,在设计上,尽可能的体现出空间的开敞性以及简约性,在设计数据上要尽可能的降低误差,保证客观、完整、真实,从而确保整个飞机设计制造顺利完成。

2.4 设计定位执行末端

执行末端设计包括:定位件、接头定位件的连接与固定,并且在操作的过程中,要保证各部件的互换以及对接接头的协调,并且在定位之前,需要综合考虑制造的可行性、开敞性(装配操作)、可达性(安装测量)、方便性(更换)等,科学合理的进行布局,采用专业的定位器,从而提高飞机制造效率和质量。

2.5 优化行程和布局

飞机柔性装配工装设计的最终环节体现在细节处理,也就是优化行程以及布局,根据飞机制造的碎石机要求,使得各部件在装配上实现各归其位(配置在最佳位置,发挥最佳效能),并且根据操作过程中出现的问题,及时的进行修正,达到布局最优化,从而提升各部件装配的精准度,提升价值。

3 结语

总而言之,飞机柔性装配工装设计需要综合考虑诸多外在影响因素,注重细节布局,通过各种各样的方式,提升各部件装配的精准度,降低误差,才能保证飞机制造安全,并且获取较大的经济效益和社会效益。本文的分析阐述可能存在一定的片面性,需要进一步深入研究,但是不能忽视其研究价值,期望能够为我国飞机制造业提供一定的帮助。

摘要：近年来,飞机柔性装配工装技术逐渐受到社会各界的关注和认可,该工艺适应日益变化的市场需求,且能够有效的缩短传统飞机装配工装设计以及制造周期,基于此,对飞机柔性装配工装设计展开具体的分析。

关键词：飞机,柔性,装配工装,设计

参考文献

[1]路卫华,谭娜.面向飞机的舵面类柔性装配工装设计及应用[J].制造业自动化,2013,35(2):116-118.

[2]李晓枫,王仲奇,康永刚等.基于DELMIA的装配过程仿真及其在飞机数字化柔性工装设计中的应用[J].锻压装备与制造技术,2012,(6):92-95.

[3]李维亮,杨京京,周良明等.基于模块化设计的柔性装配工装关键技术研究[J].机床与液压,2016,44(4):14-17.

[4]Wang Zhongji,Yong Gangkang,Wang Huiping etc.Aircraft parts level digital flexible fixture design[J].Aviation manufacturing technology,2011,(22):101-104.

[5]wen-hong Chen,Chen Shunhong fei-yan guo,etc.The plane wing surface components of digital flexible assembly tooling design and applied research[J].Journal of mechanical manufacturing,2013,(10):78-81.

民用飞机供电系统设计 第9篇

世界航空业的快速发展, 电子新技术、新材料、新设备越来越广泛地应用到民用航空领域中, 采用大容量、效率高、频率范围广但又不会降低供电特性、电能质量稳定的供电系统, 对提高民航飞行安全, 促进行业稳步、协调可持续发展起着举足轻重的作用。随着现代电力电子技术的发展和飞机自动化水平的不断提高, 计算机和各种先进电气电子设备将越来越多地在飞机上使用, 飞机供电容量的增大与变频供电系统的供电质量问题也将日益突出, 这直接关系到先进电气设备功能的发挥和飞机的飞行安全。

飞机供电系统是飞机电能的生产、变换和输配等装置组成的一个完整系统, 其作用是向飞机上的所有用电设备提供满足规定技术性能的电能, 保证用电设备的正常工作。它是现代飞机的一个重要组成部分。

1飞机电气系统整体框架

飞机电气系统从功能上可将飞机电气系统划分为电源系统、配电系统和电气负载三大部分。电源系统是电源到汇流条之间的部分, 主要由主电源、二次电源、应急电源和辅助电源组成。主电源由航空发动机传动的发电机和电源控制器等组成。 二次电源将主电源电能变换为另一种形式的电能。应急电源是一个独立电源, 当飞行中主电源发生故障时, 向飞机上重要用电设备供电。航空蓄电池和辅助动力装置是飞机上常用的辅助电源; 配电系统是从电源汇流到用电设备输入端的部分, 飞机的配电系统由电网、配电装置和电网保护装置组成, 它的作用是将电源产生的电能传输分配到飞机各用电设备上; 电气负载主要是飞机上的用电设备, 如飞控系统、航电设备、照明设施、防冰与环控系统等, 可以分为交流负载和直流负载两大类。 飞机电气系统结构如图1所示。

2民用供电系统设计原则

飞机电网的分布决定于飞机用电设备的分布位置, 基本遍布于飞机全身, 因此飞机配电系统十分复杂, 且易于发生故障。 为了保证安全飞行和完成飞行任务, 根据飞机配电系统的特点, 在设计时需要满足以下技术要求。

1) 汇流条和配电电路的配置应使供电系统正常运行的情况下, 负载能够从飞机主电源、二次电源、地面电源或者辅助电源 ( 如适用时) 获得电力。

2) 当供电系统发生故障时, 使总的可用功率减少到低于飞机的要求时, 则非关键负载或者预先选定的负载应按要求脱开。

3) 飞行关键负载应由主电源或二次电源供电, 当主电源失效时应由应急电源供电, 并具有容错供电能力。

4) 满足民用飞机供电特性要求。电能的质量高低直接影响用电设备性能和仪器的精确度。不仅在正常供电时要保证供电质量, 而且要保证在各种故障情况下仍有较高的供电质量。

5) 在地面工作期间应有简便的方法, 将不需要供电的设备与地面电源断开。

6) 输配电网络的可靠性要求应按CCAR - 25部规定。具体指标根据飞机供电系统的合理分配确定。配电系统要有高的可靠性和强的生命力, 在正常和各种故障状态下保证用电设备不间断供电, 特别要保证安全返航用设备的连续供电。

7) 个别电源发生故障或导线断开、短路时, 配电系统仍能保持继续工作的能力, 并能限制故障的发展, 将故障产生的影响限制在最小范围内。输配电网路中任何部分的故障及组合、 人员误操作不应构成不安全状态。

8) 质量轻, 易于安装、检查、维修和维护方便。

9) 要求具有负载管理能力和自检测能力。

10) 减少对电子和通讯设备的电磁干扰, 金属机体应有低的电阻, 电网中要采取滤波和屏蔽设施; 为消除飞机上的静电干扰, 机上各金属部分应有良好接触 ( 电连接使之成为一个整体) , 并需安装静电放电器。

3民用飞机电源系统设计

飞机电源系统已经历了由低压直流到恒频交流的发展过程, 就目前发展趋势看有两种, 一种是以波音787和空客A380为代表的大型民用飞机, 采用了变频交流电源系统; 另一种是以美国的F - 22和F - 35为代表的第四战斗机采用了高压直流电源系统。飞机电源系统发展趋势如图2所示。

变频交流电源系统具有结构简单可靠、重量轻、体积小、成本低、维护费用少、效率高等优点。但由于其输出频率取决于发动机减速器输出转速, 尤其是多数飞机均采用涡喷发动机或涡扇发动机, 发动机转速变化范围大, 因此, 这种变频交流电源系统称之为宽变频交流电源系统, 它具有频率变化大的缺点, 难以满足机载电子设备对供电品质的要求, 其发展曾一度受到了限制。但是, 随着电力电子技术的发展及其在飞机上的应用, 变频交流电源系统更易于构成变频交流启动发电系统, 因此, 在最新研制的大型民用飞机上也得到了很好的应用, 如波音787飞机和空客A380飞机。

民用飞机在确定发电机的容量时, 有以下原则。

1) 对于双主发电机的民用飞机, 1台发电机的容量应能够为整个飞机的基本负载供电。

2) 对于四主发电机的飞机, 2台发电机的容量应能够为整个飞机的基本负载供电。

3) 对于远程飞机, 包括辅助动力发电机 ( APU) 的容量应设计为所有负载 ( 包括非基本负载) 的2倍容量。

因此, 基于变频电源的诸多优点, 民用飞机选择变频电源系统。

4民用飞机配电系统设计

设备之间实现电能分配、传输、控制、保护和管理的系统。 配电系统包括汇流条及控制装置、电路保护装置。主要功能是将电功率合理地分配到各级汇流条。

根据控制方式不同, 飞机配电系统主要有以下三种结构。

1) 常规配电系统。该配电系统采用了诸如继电器、接触器、断路器等机电式配电设备, 馈电线全部引入座舱内的配电中心, 二级配电中心或电气负载直接从配电中心获得电能, 由短路器提供馈电线过载保护。电气负载的控制方式为继电器逻辑控制, 由飞行人员通过离散控制信号线手动管理电气负载, 负载的状态由状态电门及信号指示灯来显示。由于配电中心安装在驾驶舱内, 这就要求馈电线必须先从发电机端敷设到驾驶舱, 然后再从驾驶舱返回到机身中心的负载, 因而主馈电线又长又重, 早期的飞机和目前的小型飞机均采用这种配电方式。

2) 遥控配电系统。在该系统中, 配电汇流条靠近用电设备, 由飞机驾驶员发出的遥控信号通过功率控制器 ( 如接触器) 对用电设备进行控制, 座舱内只引入控制线, 目前的大、中型飞机均采用这种配电方式。

3) 电气多路传输系统。电气多路传输系统是一种计算机控制的配电系统。在该系统中, 负载并不直接连接到主汇流条上, 而是接在负载管理中心。该中心用固态功率控制器来控制负载的接通和断开, 以及配电布线的保护。数据处理机和转换装置将确保电气负载管理中心内的汇流条每次接在一个主汇流条上。数据处理机将按程序在各种飞行和供电状态下接通和断开相应的负载, 以及在故障情况下重新配置电气系统。这种配电方式从80年代以来得到了发展, 逐步应用到先进飞机配电系统中。随着多电飞机的发展, 辐射式的集中配电布局就更无法适应, 因而迫切要求改变现有的电源控制与管理系统, 采用一套新型电源控制与管理系统, 以适应新一代先进飞机的性能要求。民用飞机供电控制系统结构如图3所示。

为保持先进性和未来的竞争性, 民用飞机将采用电气多路传输系统, 民用配电系统结构图如图4所示。

5民用飞机电气负载管理设计

电气负载管理中心 ( ELMC) 是飞机配电系统的一个重要部分, 它监控与二级配电汇流条相关的各个模拟量与状态量, 通过数据总线接口将相关数据传递给PSP, 并接收来自PSP的控制指令, 控制继电器并通过SSPC控制负载。负载管理中心是具有局部处理能力的智能终端。每个ELMC都带有一定数量的可提供分布式负载控制及保护的固态功率控制器 ( SSPC) 。ELMC从自身关键飞行电力汇流条内部获得电力。 ELMC控制中心具有以下三大功能。

1) 根据系统控制指令和应急模式选择器的状态来控制SSPC动作, 从而实现对相应负载的供电和保护。

2) 监测电力汇流条电压并向PSP报告, 根据PSP命令切换继电器动作, 而保证负载的正常供电。

3) 不断采集SSPC的状态信息, 解出SSPC的状态方程, 向PSP报告。同时ELMC还把内部汇流条的电压和ELMC内部二极管的状态发送给PSP。

民用飞机的电气负载管理中心结构图如图5所示。

6结语

飞机电气系统是飞机的重要组成部分, 尤其是随着飞机多电化的发展, 电气系统的作用越来越重要。本文阐述了飞机供电系统的关键组成部分, 提出了民用飞机的供电系统设计, 该系统综合考虑了国外先进技术, 具有经济性、先进性和竞争性。

摘要：针对我国已经开展大型客机的开发和研制, 对飞机的电气系统先进技术变频电源、电气多路传输系统和电气负载管理中心 (ELMC) 进行了一些探讨。结合国外电气系统发展的现状及发展趋势, 从电源系统、配电系统和电气负载三个方面阐述了民用飞机电气系统的设计。

关键词：电气系统,变频电源,多路传输系统,负载管理中心 (ELMC)

参考文献

[1]沈颂华.航空航天器供电系统[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2005.

[2]付大丰, 杨善水.飞机自动配电管理系统电气负载管理技术的研究[J]南京航空航天大学学报, 2002 (2) .

[5]于敦, 王守方.国外飞机供电系统手册[M].北京:中国航空信息中心, 1997.

飞机综合应急仪表系统设计 第10篇

1.系统设计需求

航向、姿态、空速、高度等参数是飞机最基本的飞行参数,当飞机(特别是按仪表飞行规则飞行的飞机)各种主要的仪表显示失效,处于应急状态时,若飞机仍能为驾驶员提供一组备用的仪表显示的航向、姿态、空速、高度等参数信息,驾驶员可以依靠这组基本飞行参数尽快安全着陆。应急备份仪表系统与机上其他系统和设备相对独立,且使用自动仪表进行信息指示,能在机上主要的仪表系统发生任何单个故障或故障组合后,无需增加机组成员的动作,提供一组由仪表提供的对飞行安全必不可少的,包括航向、姿态、空速、高度等参数的信息显示。因此,为了让驾驶员在应急状态下能驾驶飞机尽快安全着陆,保障飞行安全,中国民用航空规章对应急备份仪表系统需求做出了明确规定。

2.系统基本组成

传统的应急备份仪表系统包括磁罗盘、地平仪、空速表和高度表四个分离式的机械或机电仪表,以及一个空速管(或者全压受感器和静压受感器)和相应的全静压管路,整个系统简单成熟经济,在轻小型飞机上仍广泛使用,如海鸥300、小鹰500、SR22 等飞机。但四个传统仪表不仅重量大,包含膜盒和陀螺等运动部件,可靠性低故障多,而且占用仪表板空间大,无法满足现代飞机减重、高可靠性和玻璃化座舱设计要求。因此,在快速发展的微电子技术、微型传感器技术和显示技术的推动下,欧美航空强国率先研制出采用液晶显示器显示的综合了地平仪、空速表和高度表三个仪表功能的数字化综合应急仪表,使传统应急备份仪表系统演变为满足玻璃化座舱设计要求的综合应急仪表系统,如下图1 所示。

综合应急仪表的结构紧凑,表盘面积与地平仪相当;没有膜盒和陀螺等运动部件,可靠性高,抗振动性好,能适应一定倾斜角度的安装;重量比地平仪、空速表、高度表的总重量轻。因此,综合应急仪表迅速取代地平仪、空速表和高度表,广泛运用于大中型飞机上,如A380、B787 等大中型民航飞机和湾流G650、挑战者650 等大中型公务机。在新近研制的高端的小型飞机和直升机上,综合应急仪表也开始获得广泛应用,如西瑞S F -50、贝尔429、阿古斯塔AW139 等高端机型。

3.综合应急仪表

综合应急仪表内置大气数据测量模块和姿态测量模块,运用微处理器进行数据解算和处理,通过液晶显示器实现信息显示,主要功能是提供姿态(横滚角、俯仰角)、空速(指示空速或校正空速、最大使用空速提示)、气压高度显示,并具备场压装订、姿态校准、亮度调节及昼夜切换、自检与故障诊断功能。根据需要,综合应急仪表还可以显示真空速、马赫数、升降速度、公制空速、公制高度、侧滑指示等信息,同时还具备丰富的总线和离散接口,可与外部的数据记录器、控制盒等设备交联。部分厂家的综合应急仪表能与外部的捷联磁传感器或机上惯性导航系统、航向姿态系统、GPS定位系统、VOR/ADF/ILS导航系统等交联,显示接收的航向信息和位置、地速、VOR/ADF导航、ILS着陆指示等导航信息,并可通过内置构型数据模块存储各种构型选项的方式获得良好的构型设置能力,使用户能通过软件进行构型设置更改显示内容,实现同一型号仪表适用于不同的机型。

综合应急仪表的主要结构组成如下图2 所示,主要包含大气数据测量模块、姿态测量模块、信号处理模块、图形处理模块、液晶显示模块、电源模块、转接板、底板和导光板等。

大气数据测量模块采用硅压阻传感器代替空速表的开口膜盒和高度表的真空膜盒,将全静压管路采集的全压和静压压力信号转换为数字信号,输出给数据处理模块。硅压阻传感器的全静压测量精度优于0.03% F S,长期稳定性优于0.02% F S / 年,耐压能力可达数百兆帕,过压保护能力强,具有体积小、重量轻、精度高、抗振性能良好等特点。

姿态测量模块采用高精度的微机电姿态传感器代替地平仪中的机械式垂直陀螺,可测量飞机的俯仰角、横滚角和加速度信息,输出给数据处理模块。姿态模块包含微机电陀螺和加速度计,陀螺精度可达1° / 小时,加速度计精度可达100μ g,俯仰角和横滚角动态精度可达 ±3°(2σ),具有体积小、重量轻、精度高等特点,没有运动部件,可靠性高。

数据处理模块包括信号处理模块和图形处理模块。信号处理模块负责仪表内各模块以及外部交联设备的通信,通过数字信号处理器对大气数据测量模块、姿态测量模块和外部交联设备传来的各种数字和离散信号进行处理,将处理后的数据传递给图形处理模块或外部交联设备。图形处理模块通过图形芯片对接收的数据进行运算处理,生成绘图指令,将绘图指令转换为RGBW四色信号及显示控制信号发送至液晶显示器显示,并及时响应仪表面板的各种控制信号。

液晶显示模块用于显示图形处理模块传来的R G B W四色信号和显示控制信号,采用机载多功能液晶显示器(AMLCD)代替传统仪表的指针式和机电式指示方式,性能稳定可靠,且具有与飞行显示器相似的图形显示,增大了显示数据信息量,直观丰富易于识别,视觉感观性好。部分综合应急仪表的液晶显示模块还包含环境光线传感器,可以根据飞机驾驶舱内的环境光线自动调整显示器的亮度。

电源模块由DC/DC模块、电压转换器、前端稳压模块、滤波器、高容量钽电容、TVS管等构成,对外部输入的28VDC电源进行滤波、稳压、变换,为仪表内部各模块提供所需的24V、±15V、5V、3.3V等直流电源。

4.主要机型的系统方案

综合应急仪表系统已广泛应用于大中型民航飞机和公务机上,在高端的小型飞机和直升机上也开始推广使用。早期的A320、B737 和B777 采用传统备份仪表系统,后期改进版则采用综合应急仪表系统。国内的新舟60 使用传统备份仪表系统,但新舟600、A R J21-700 和C919 上已采用综合应急仪表系统。大中型公务机为了吸引大众客户,普遍采用综合应急仪表系统。

综合应急仪表系统的主流设计方案是配置1 块磁罗盘、1 块综合应急仪表、1 个全压受感器和1对静压受感器,并可与惯性导航系统、航向姿态系统、G P S系统、I L S系统等交联, 提供航向、G P S数据、I L S着陆信息的备份显示。但在A380和A350X W B飞机上配备了2 块综合应急仪表,互为备份,分别备份飞行数据和备份导航数据。另外,奖状X L S +、湾流G650、环球6000 等公务机以及Y8F600 采用了更为激进的综合应急仪表系统设计方案,已经不再配置独立的磁罗盘,而采用其他技术方法实现磁航向的备份显示,且湾流G650 等机型还使用了大屏幕的综合应急仪表。

传感器配置方面,综合应急仪表系统只配置全静压测量传感器,不配置总温传感器、迎角传感器和侧滑角传感器,因为总温、迎角、侧滑角传感器不是综合应急仪表系统所必须的。总温传感器测量的总温虽然能提高的空速和高度信息的精度,但当飞机必须依靠综合应急仪表系统飞行时,这已经不重要;迎角和侧滑角不是民航规章所要求的对飞行安全必不可少的信息,综合应急仪表系统不需要提供迎角和侧滑角的备份显示。

综合应急仪表不是机上最有效地指示姿态、空速、高度、航向的仪表,因此不必安装在驾驶员向前视线所在的垂直平面附近、仪表板上部中心位置处,但应尽可能地安装在最有效的姿态指示仪表的附近,使驾驶员尽可能少地偏移正常姿势和视线即可看清仪表,且综合应急仪表显示的信息应按中间姿态、左边空速、右边高度、下边航向的T字组合要求排列。综合应急仪表的安装位置有三种,最主要的一种是安装在主仪表板中线或偏左位置处,夹在大尺寸显示器中间,如A380、B787、C919 等;第二种是安装在主仪表板中线附近,大尺寸显示器下边,如A350X W B、湾流G450、湾流G550 等;第三种是安装在主仪表板中线附近,大尺寸显示器上边,如Hawker 900XP、飞鸿300。因为目前安装综合应急仪表的飞机几乎都是双驾驶体制,所以上述三种安装位置都在主仪表板中线附近,从而使两个驾驶员都能看清该仪表,但以左驾驶为主。对于安装2 块综合应急仪表且并非分别显示备份飞行信息和备份导航信息的飞机,则可将综合应急仪表安装在驾驶员正前方仪表板的上部,如湾流G650、湾流G650ER等。

5.总结

本文论述了民航规章对应急备份仪表系统设计要求、综合应急仪表的构成和特点、主要机型上的系统设计方案,并结合某型机的设计实例讨论了综合应急仪表系统设计中要考虑的相关问题。综合应急仪表系统以其信息显示丰富直观易于识别、占用空间小、能实现玻璃化座舱设计等优点获得普遍应用,必将在国产飞机上得到推广应用,并向更可靠、更综合化和更大尺寸方向发展。

参考文献

[1]宫经宽,刘樾.MEMS传感器在航空综合电子备份仪表中的应用.航空精密制造技术2009(12)

[2]李元华.电子飞行仪表系统(EFIS)的发展.航空电子技术1988(07).

飞机结构设计 第11篇

关键词：飞机结构防腐；教学改革；探索

中图分类号：G42 文献标识码：A DOI：10.3969/j.issn.1672-0407.2012.04.007

文章编号：1672-0407(2012）04-014-03 收稿日期：2012-03-01

在现代飞机结构材料中，虽然先进复合材料所占比例与日俱增，但金属材料仍居主导，因此对金属材料的研究仍是热点之一。金属材料的腐蚀损伤是飞机结构件最严重的损伤形式之一，它严重威胁着飞机的飞行安全，影响经济效益。“飞机结构防腐”课程重点介绍飞机上金属材料的腐蚀问题。

“飞机结构防腐”是飞行器制造工程专业航空器维修方向的一门核心专业课程。“飞机结构防腐”课程重点要求学生掌握飞机结构件的腐蚀机理、腐蚀类型、腐蚀环境以及防腐设计措施和防腐维护措施等。力求反映飞机结构防腐领域的新技术，力图与机务维修实践相结合，着重培养学生具有扎实宽广的专业理论知识和较强的实际工作能力，为学生毕业后从事机务维修生产一线工作、适航与维修管理工作等奠定必要的专业技术基础。要在有限的学时内实现上述目标，对本课程教学内容、教学方法等方面提出了更高要求，不仅要保证教学效果和提高教学质量，还要激发学生学习的积极性，促使学生主动学习、主动思考，逐步培养学生分析和判断飞机结构腐蚀损伤的能力。因此，对“飞机结构防腐”课程的教学研究具有重要意义。

一、整合课程内容，结合专业方向合理选择

高等学校课程教学内容的选择与编排必须符合专业性与综合性相结合、知识的系统性与认识的循序渐进相结合等教学原则。本课程是材料、化学与航空等领域的一个交叉学科，因此为了保证知识的系统性与认识的循序渐进相结合，开设本课程之前需要先修大学化学、工程材料等课程。为了保证知识的完整性，本课程内容涵盖金属腐蚀机理和各种局部腐蚀类型、飞机上常用金属材料以及腐蚀特性、腐蚀损伤无损检测技术、腐蚀预防与控制大纲、飞机结构防腐控制措施和腐蚀损伤修复工艺等内容。为了保证学科内容的专业性，本课程紧密结合飞机维修行业有关腐蚀技术的实例，及时跟踪本领域的最新研究动态与学科前沿。

教材是教师教和学生学的主要依据，是教师进行教学、学生获取系统知识的基本参考，是重要的教学资源。到目前为止，有关飞机结构腐蚀的著作很少，而且大部分是介绍军用飞机的结构腐蚀控制，对于民用飞机腐蚀控制来说更少。鉴于此，我们在原有“航空器腐蚀预防与控制”的基础上编写了“飞机结构腐蚀与控制”讲义，可以作为学生学习这门课的主要参考资料。但是，我们教师在教的过程中要学会合理地“用教材”，而不能简单地“教教材”，教材只能作为教师的帮手，不能只使用教材一本书，要参考其他参考资料的内容。并且，要及时跟踪相关领域的最新发展，及时对教学内容进行更新。在教学过程中创造性地使用教材，大胆创新教学模式、教学方法，培养学生应用知识解决实际问题的能力，实现学生素质的全面提升。而且，对于不同专业的学生，教师要根据学生的专业培养目标，合理处理教材，对教材进行合理的增删、更新和调整，使其变为更适合专业需要、更易于学生接受的教学内容。根据实际需要确定教学内容的侧重点和教学目标。拓展和补充教学内容，对教学内容进行合理的取舍和调整。

二、结合视频和动画，激发学生学习兴趣

“飞机结构防腐”是一门与工程实践紧密相关、工艺性很强的专业课程。在进行课堂教学时，切忌教师整个课堂只利用多媒体和板书滔滔不绝，要给学生留出一定的时间去思考。课堂中间要穿插一些与教学相关的视频和动画，利用现代教学媒体的声音、画面等直观地显现教学信息，为学生提供更加丰富的感知。活跃课堂气氛，激发学生的学习兴趣，激发学生的好奇心和求知欲，增强学生的感性认识，提高学习效率。

对教学内容按模块进行整合和划分，在讲解每一模块前，要有效利用视频和图片资料循序渐进地导入，介绍该模块的研究背景、研究现状等，使学生带着兴趣走进一个领域。再讲解每个模块过程中，穿插相关的视频和动画，给学生留下直观的印象。鉴于此，课程组收集了民航领域有关腐蚀的各种图片和视频资料，例如空难纪实、各种局部腐蚀照片等等。另外，录制了一些现场视频材料，例如机械法清除腐蚀产物过程、喷涂工艺等。此外，还制作了有关腐蚀机理的一些动画演示，如点蚀、缝隙腐蚀、应力腐蚀开裂机理等。所有这些资料都是课堂讲授的有益补充，这样可以将抽象的理论与直观演示相结合，使学生带着浓厚的兴趣走进一个领域，并将兴趣转化为学习的动力。

三、结合现场参观教学，充分利用学校现有资源

现场教学法，是指教育者遵循教学规律，按照教学目的要求，以现场教学点为载体，将学习者引入特定的真实情境中，通过实地调查、多边互动和研讨交流进行教学的方法。参观教学可以使学生接触实际事物，使教学活动和生产实际紧密地联系起来，增强学生感性认识，加深对教材理论知识的理解。情境真实，感悟深刻。通过现场教学的实践性、生动性和有效性，使学生对学习内容有更直接、更直观的感受，容易引起心灵的震憾和情感的共鸣，使学生终生难忘。学生通过听、看、谈、交流、对比、评判和思考，将现场传递的信息与自身感受相融合，不仅引发新的思考，而且利于巩固学习的成果。

比如讲授腐蚀类型后，组织学生到我校工程技术训练中心实习基地参观，了解一下老龄飞机的腐蚀情况，飞机上哪些区域容易腐蚀，都有哪些腐蚀类型等。再如，讲授到无损检测模块时，首先通过录像资料进行强化，之后到我校工程技术训练中心无损检测实验室实地参观实验仪器设备和样品，请指导老师进行现场操作，再现检测过程。组织学生边参观边听讲解, 这样使学生对所学知识留下更深一步的印象，加深理解。

四、重视实验教学，培养学生动手能力

针对专业培养目标，体现专业技能，开发实验教学。在实验教学中，可以有效地激发学生们浓厚的学习兴趣，培养了学生的观察能力、思维能力、分析能力、解决问题的能力和实验设计操作的能力。教师在演示实验过程中是启发学生观察实验现象、过程、并进行思维分析，从而得出科学的结论。教学中的演示实验，既传授了知识又是演示方法的过程。在实际操作过程中能形象、生动、直观地理解和掌握了专业技能，并学会了以科学务实的认真态度考虑问题、分析问题、处理问题。实验教学过程中不仅调动了学生的积极参与意识和表现意识，而且更全面地掌握了理论和实践相结合的过程，更好地为学生创造了自我展示，自我提高的空间，也是锻炼了学生多方位的解决实际问题的能力。因此，重视和加强实验教学，是诱发学生学习兴趣的关键环节。

实验教学的重要性毋庸置疑，但现有实验条件根本无法满足每届超过500名学生的要求，而且还没有专门的实验室可以开展本课程实验教学，只能借用工程技术训练中心的无损检测实验室，尽管如此实验设备的台数远远不能满足要求，因此只能进行现场参观教学。鉴于目前现状，我们要提出一个切实可行的、短期能实现的解决这一问题的方案，课题组计划采取课堂实验的方式，把实验教学放到课堂上来进行。但这种方式只适用于开发小型的、对实验条件要求不太高、仪器设备数量相对少的一些实验。课题组计划开发例如原电池原理、渗透检测等一些小型的实验，这样才能做到真正让学生亲自动手操作，达到开设实验的目的。

五、以科研促进教学，重视师资队伍培养

一门课程的建设和发展离不开一支实力雄厚、结构合理、学术水平较高的教师梯队，要努力建立一支知识结构和年龄结构合理的教学梯队。教学梯队成员的年龄配备要力求使之呈现承接(下转第17页）(上接第15页）有序的最佳状态，比较合理的结构是老中青相结合。老中青的比例以1：2：3为宜，大致呈三角形或梯形结构。这种结构可以使教师梯队保持正常的新陈代谢和保持可持续发展的能力。目前，本课程组主要是一些青年教师，缺乏具有较高学术水平和科研能力的带头人，阻碍了与课程相关领域的科研工作的开展。而科研是提高教学质量的推进器，以科研促进教学是提高大学教学质量的重要途径，只有高水平的科学研究，才能提高学科水平，培养高水平学生。没有科研的支撑作用，教师便不能对学科的前沿、动态有及时和深入的掌握，往往沦为呆板知识传授的教书匠，难于提高旨在培养创新能力的教学质量。因此，从事“飞机结构防腐”课程教学工作的教师必须同时开展相关领域的科学研究工作，及时掌握本领域的最新研究动态与学科前沿，并将之结合到教学实践中。

而师资队伍培养中，最为重要的一点是教师自身知识水平和整体素质的提高。目前飞机结构防腐课程的素材极为缺乏，造成这一现状的重要原因是国内外对航空信息的封锁，致使一些资料无法流入到航空院校中。因此需要教师尤其是年轻教师深入到航空企业学习锻炼，在不违反保密的原则下获取一些有教学价值的资料，对其进行归纳和总结，将一些实际案例穿插到教学内容中，丰富教学内容，拓展学生的视野。

六、总结

本文对“飞机结构防腐”课程教学进行了比较深入地研究，提出在教学过程中要结合专业方向合理选择教学内容，结合视频和动画激发学生的学习兴趣，课程讲授的同时结合现场参观教学和实验教学，增强学生的直观认识。提出以科研带动教学，重视师资队伍建设。这些都是我们对“飞机结构防腐”教学相关领域进行的有益探索，必将对课程建设的发展起到积极的推动作用。今后，我们将继续探索, 不断实践, 总结经验, 将飞机结构防腐课程的教学引向深入, 为我国民航领域培养更多更优秀的机务人才。

作者简介：

一种新型飞机事故救援车结构设计 第12篇

航空飞行事业是一个风险程度高、系统高度复杂的事业, 无论民航还是军队, 飞行安全是永恒的主题。假如发生各类不同等级的飞行事故在所难免, 那就需要对其进行深入研究, 构建必要的应急保障体系, 尽最大可能减少事故数量, 最大限度地降低事故等级, 避免二次损伤, 减少事故损失。

据统计, 1996年~2005年国内、国际民航发生在机场范围内的滑行、起飞、进近、着陆阶段的飞机飞行阶段事故/征候占总事故/征候数量的比例分别为58.7%和79%。可见, 机场范围内配备一型多功能飞机事故救援车具有一定的必要性。本人将介绍一种使用重型汽车二类底盘改装的新型飞机事故救援车的结构设计, 该事故救援车配有多种救援工具设备, 车厢前部固定有作业吊栏, 具有破拆、吊装顶升、牵引、应急辅助消防、供电、夜间照明、低空作业、工兵作业等多项功能, 满足机场范围内飞机事故救援的使用需求。

1.总体结构设计

该飞机事故救援车以重型汽车二类底盘为改装平台, 其总体设计方案的确定遵循了以下原则:车辆总体设计和车身结构的安全可靠性, 车辆的通过性、运输性、环境适应性, 车厢的密封性, 使用方便性, 系统集成性。全面贯彻系列化、通用化、组合化要求, 按照“安全可靠、实用高效、机动灵活、节能环保、使用便捷”的设计理念, 充分考虑了飞机事故救援的特点和要求, 配备了前置站人平台、飞机备胎架和升降照明灯固定架, 中置车厢、后置随车起重机及液压绞盘, 车厢内配备多型救援工具设备, 车厢前部中间设置有作业吊栏, 可满足机场范围内飞机事故救援的使用需求, 对提升飞机事故救援效能具有重要意义。整车外形图如图1所示。

1.1底盘选型及改制

1.1.1底盘选型

该飞机事故救援车根据配备的总成部件、工具设备所需安装空间及承载能力对底盘进行选型。所有总成部件、工具设备在保证车辆不超宽、超高的情况下进行合理布置;车辆整备质量及最大总质量不应超过底盘的额定承载能力, 并且改装质量分配合理, 前后轴载荷的分配比例、质心高度和侧翻角度符合相关标准的要求。

设计步骤:根据救援能力的要求对各型工具设备进行选型, 并汇总所有工具设备的尺寸及质量;根据所需容纳的工具设备的尺寸及承载质量, 按照左右均衡、重物低放的原则, 合理布置工具设备的存放位置, 进行车厢总体设计;按车厢设计要求, 计算并统计车厢使用的各型材料的用量, 估算其总质量;根据起吊能力需要对随车起重机进行选型, 明确其安装空间及自重;根据随车起重机伸缩臂结构尺寸, 设计可与随车起重机对接使用的作业吊栏, 并估算其质量;设计站人平台、飞机备胎架及升降照明灯固定架, 估算其自重;对液压绞盘进行选型, 确定其质量。

统计汇总以上所有总成部件及工具设备的质量, 初步明确所选二类底盘所需最小载质量, 确定选型范围。初选完成后, 将车厢、随车起重机、站人平台、飞机备胎架等总成部件进行总体布置, 根据安装空间的要求进行局部微调, 确保满足安装要求;确定安装位置后, 分别统计各总成部件及工具设备的位置尺寸, 验证前后轴载荷的分配比例、质心高度和侧翻角度是否符合相关标准的要求, 必要时对工具设备的存放位置进行调整。同时, 根据初选底盘及整车布置情况与随车起重机配套厂家对接进行随车起重机的安全评估, 最终确定底盘的型号。

1.1.2底盘改制

为满足车厢、随车起重机、自发电系统及液压绞盘的安装使用要求, 经与底盘厂家沟通, 需要在原底盘基础上进行局部改制, 主要有以下几点:

(a) 要求在变速箱和分动箱上分别安装取力器, 考虑到救援过程中随车起重机和液压绞盘不会同时使用, 但可能与自发电系统同时使用, 因此, 随车起重机和液压绞盘共用一个取力器, 通过手柄进行切换使用, 车载自发电系统使用一个取力器, 从而保证随车起重机、液压绞盘和自发电系统的正常工作。

(b) 根据随车起重机前部液压支腿和车厢的安装要求, 改变蓄电池、油箱及储气筒固定位置。

(c) 根据站人平台和飞机备胎架的安装要求, 对底盘备胎架安装位置及结构进行调整优化。

2.2飞机事故救援车结构设计

2.2.1车厢箱体设计

车厢箱体为金属框架结构, 箱体两侧各设3个卷帘门, 卷帘门下部安装2个下翻门, 可同时在车辆两侧快速取拿工具设备。下翻门的门框架采用铝型材拼接而成, 内蒙板为花纹铝板, 采用不锈钢按压式门锁, 两侧锁紧, 连接处设有防雨胶条, 下翻门翻开后可当踏板使用, 方便取拿存放在箱体上部的工具设备。

车厢内部采用可拆式铝合金型材拼装搭接成不同大小的储存空间, 根据所需存放工具设备的尺寸和质量的不同, 分别存放在安装有导轨的铝合金框架抽屉 (图2) 内, 存在在不同规格尺寸的储物箱 (图3) 内, 固定在安装有导轨的铝合金型材平托板 (图4) 上, 或直接固定在翻转门 (图5) 和底板上。

车厢顶部中间设有1个上翻盖, 充分利用箱体中部“垃圾”空间, 将体积和重量较大且使用频率小的设备 (如机动道面) , 存放在这个位置, 有效利用了箱体的空间, 使用时可用随车起重机吊装到地面, 降低了抢救人员的劳动强度, 也节省了展开和收存的时间。

车厢前部中间为“凹形”, 设有作业吊栏的存放空间, 作业吊栏的吊臂直接固定在车厢顶部上翻盖上。需打开上翻盖时只需将吊臂抬起, 操作作业吊栏的锁止油缸控制手柄即可让吊臂悬空固定, 从而不影响取拿箱体中部存放的设备。

箱体内外均设有照明灯具, 其中, 箱体内两侧上方均布置有手动开关控制的照明灯具, 照明亮度满足夜间取拿工具设备的使用需要;箱体外部两侧各设有3个爆闪指示灯, 可起到抢救救援时的提醒警示作用以及车辆夜间行驶时的示廓作用。

车厢与底盘连接采用前端弹性连接、后端刚性连接的方式。箱体内的钢质材料需经特殊防腐防锈处理。

车厢箱体内主要配备破拆设备、吊装顶升设备、移动设备、消防设备、供电照明设备、防护设备、工兵工具及其他设备。其中, 破拆设备主要包括万能切割锯、剪断器、扩张器、链锯、液压电动泵和双油管卷盘;吊装顶升设备主要包括顶升气垫、气泵、插排、救援顶杆和吊具吊带;移动设备主要包括机动道面、绞盘;消防设备主要包括细水雾灭火装置和灭火器;供电照明设备主要包括自发电系统、全方位自动泛光工作灯和强光泛光工作灯;防护设备主要包括消防隔热服、救援头盔、救援手套、救援靴。

1.2.2作业吊栏设计

作业吊栏的配备主要是无法使用爬梯进行破拆作业时, 顺利将救援人员送达飞机机舱或座舱附近实施破拆作业, 以及及时将部分伤员从机舱或座舱中抢救出后安全送到地面。作业吊栏 (如图6) 为一型依靠重力自动调平的机械装置, 由作业栏、吊臂及液压油缸等部分组成, 其中作业栏由钢管焊接而成, 底部及四周包有防滑铝板;吊臂由钢质材料焊接制作而成, 布置在箱体前部中间, 吊臂直接固定在车厢顶部。

使用作业吊栏时, 只需抬起吊臂, 操作随车起重机的遥控装置使其与伸缩臂对接 (图7) , 用固定插销将随车起重机吊臂与作业吊栏可靠连接为一体, 将调平锁止液压油缸上面的球阀打开, 使作业栏在运动过程中能够自动调平。当作业栏移动到指定作业位置、开始作业前将调平液压油缸上面的球阀关闭, 作业栏将不再摆动, 即可进行低空作业。

1.2.3站人平台设计

在驾驶室与车厢箱体之间布置站人平台 (图8) , 主要是考虑救援队伍的整体机动的需要, 站人平台可搭乘4~5名救援人员, 加上驾驶室内可乘坐4名人员, 不需另外配备人员搭载车辆, 即可满足一个救援分队的整体快速机动。

该站人平台采用圆管焊接而成, 台面铺设铝合金花纹铝板, 救援人员可从车辆两侧上下。平台两侧蹬梯为可拆卸式结构, 从而使站人平台的安装不影响底盘维修的可达性指标。

1.2.4随车起重机设计

在车辆尾部大梁上安装了折臂式随车起重机, 主要用于吊装顶升作业时对飞机姿态进行调整以及车载救援设备使用时的吊装作业。该随车起重机采用高强度钢板制造, 抗弯性能更好, 为确保救援车满足铁路运输的要求, 通过与配套厂家技术人员一起对随车吊结构进行深入研究分析, 确定改用齿条传动方式, 实现降高和减重双重作用。

该随车起重机通过底盘变速箱取力驱动液压泵获得动力源, 起吊过程由操纵回转油缸、两个变幅油缸、3个伸缩油缸进行各个工位的工作, 可进行360°旋转, 且配备有无线遥控器, 能在一定范围内实施精准吊装作业。为保证吊装作业的车辆稳定性, 在车厢前后部分别设置了伸缩液压支腿。此外, 为节省液压系统成本, 随车起重机与液压绞盘液压系统可互相切换使用, 两套液压设备共用一个液压油箱, 同时节省了安装空间。

1.2.5供电系统设计

供电系统为车载自发电系统, 该系统使用车辆底盘动力, 通过取力装置带动发电机发电, 可为车载照明设备、破拆设备等救援设备和救援现场其他用电设备提供电压为220V、380V的用电电源。该系统输出为交流50Hz的三相四线制电源, 其品质可达到国标、国军标有关II类电站的相关技术标准。

该系统的控制面板设置在车厢内, 控制按钮均加装了防雨罩, 提高了雨天作业的安全性。此外, 为提高车辆的环境适用性, 自发电系统选用的元器件均能满足在-41℃~+46℃高低温环境下使用, 且配备了市电供电接口, 通过电源切换器即可自动实现市电和发电机供电之间的切换。

此外, 为提高车辆发电的安全性, 结合车辆底盘电气结构, 实现车辆行车状态与驻车状态自发电系统工作的电气互锁, 即行车状态时, 发电机不能工作;自发电系统工作状态时, 车辆不能够行驶;如果车辆需要行驶, 应手动退出自发电系统工作模式, 确保了使用安全。

结语

飞机事故救援车是紧密结合机场保障需要, 充分借鉴国外救援车相关技术, 为保障飞行安全服务而专门研制的一型车辆。在设计过程中充分考虑底盘原有特性的保持, 并在改装过程中给予充分体现, 使底盘与车厢、随车起重机等改装部分有机结合成一体, 实现了预期的使用功能, 展现了良好的使用性能, 满足了机场事故救援的使用需要。

摘要：本文介绍了一种使用重型汽车二类底盘改装的新型飞机事故救援车的结构设计。这种飞机事故救援车以二类底盘为改装平台, 设计制作了后部车厢、站人平台、飞机备胎架和升降照明灯固定架, 并配备后置随车起重机及液压绞盘, 车厢内配备多型救援工具设备, 车厢前部固定有作业吊栏, 具备破拆、吊装顶升、牵引、应急辅助消防、供电、夜间照明、低空作业、工兵作业等多项功能, 满足机场范围内飞机事故救援的使用需求。

关键词：飞机事故,救援车,结构设计

参考文献