民用飞机航线分析与安全性研究
分类号 V221 学校代码 10699
密级一般学号 98605101
西北工业大学
硕士学位论文
题目：民用飞机航线分析与安全性研究
作者：焦方迎
指导教师：王和平副教授
学科（专业）：飞行器设计
申请学位日期 2001年6月29日
2001年6月
摘要
民用飞机航线分析就是按照CCAR25部和FAR121部的要求确定飞机营运飞行的航线数据，其中最主要的是最大起飞重量、临界返航点和最大着陆重量。通过航线数据的确定，就可确保飞机的飞行安全。本文在对CCAR25部和FAR121部的要求进行分析的基础上，编制了航线分析计算软件，在已知所飞机场及航路数据的情况下就可计算出飞机的航线数据。该项工作不仅可使飞机设计部门确定飞机的营运范围，而且还可使航空公司安全可靠地营运飞机。
关键词：
民用飞机航线分析
CCAR25 FAR121 安全性
ABSTRACT
The airline analysis of civil aircraft is to determine the airline data of airline flight according to CCAR25 and FAR121. The most important of which is the maximum take-off weight, critical return-point and maximum landing weight. It can assure the flight safety through the determining of airline data. Based on the analysis of the requirements of CCAR25 and FAR121, a computational software was made, which can compute the airline data using the airport and aircraft data. The aircraft design department can use it to determine the operating limits of civil aircraft, and the airline company to operate aircraft safely.
KEY WOEDS:
civil aircraft airline analysis
CCAR25 FAR121 safety
目录
第一章概述 (1)
§1.1 课题的提出及意义 (1)
§1.2 研究的主要内容 (2)
第二章起飞阶段分析 (6)
§2.1 CCAR25部对起飞性能的要求 (6)
§2.2 FAR121部对起飞性能的要求 (13)
§2.3.起飞计算数学模型 (14)
§2.3.1.地面滑跑 (14)
§2.3.2.抬前轮段 (15)
§2.3.3.起飞空中段 (15)
§2.4 起飞阶段分析 (16)
§2.5 起飞分析算例 (19)
§2.6 起飞分析结论 (22)
第三章航路阶段分析 (34)
§3.1 CCAR25部对航路性能的要求 (34)
§3.2 FAR121部对航路性能的要求 (35)
§3.3. 航路计算数学模型 (36)
§3.3.1. 爬升时的数学模型 (36)
§3.3.2. 下降时的数学模型 (36)
§3.4 航路阶段分析 (37)
§3.5 航路分析算例 (37)
§3.6 航路分析结论 (38)
第四章着陆阶段分析 (46)
§4.1 CCAR25部对着陆性能的要求 (46)
§4.2 FAR121部对着陆性能的要求 (48)
§4.3. 着陆计算数学模型 (49)
§4.3.1.地面滑跑 (49)
§4.3.2.空中段 (49)
§4.4 着陆阶段分析 (50)
§4.5 着陆分析算例 (50)
§4.6 着陆分析结论 (50)
第五章飞行任务剖面分析 (56)
§5.1 飞行任务剖面 (56)
§5.2 飞行任务剖面算例 (57)
§5.3 飞行任务剖面分析结论 (57)
结论 (62)
致谢 (63)
参考文献 (64)
第一章概述
§1.1 课题的提出及意义
在民用飞机长期发展的过程中，欧美等航空发达国家都总结出了一套保证民用飞机安全飞行和营运的完整经验，并以法律形式加以规定。美国联邦航空条例第25部（FAR25）规定了飞机设计时飞行性能、飞行品质、结构强度、系统可靠性等方面的最低安全标准，是飞机设计制造必须遵循的规定。美国联邦适航条例第121部（FAR121）部规定了飞机营运飞行时必须考虑的安全要求，包括营运人的营运范围、航空器补充要求、飞行航路限制、机组的规定和训练等，是航空运输公司必须遵守的安全规定。
随着我国民用航空事业的发展，我国也已制定了一系列的航空安全法规。中国民用航空条例第25部（CCAR25）是参照FAR25部并结合我国国情制定的。中国民用航空条例第121部也在考虑制定。中国适航当局已经和将要制定的安全规则与FAR的有关规定并无实质性差别。
民用飞机在经过大量的试验、试飞工作，严格按照中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》（CCAR25部）各条款要求取得适航许可证后方可投入市场。投入市场后，航空公司在使用飞机时要按照飞机飞行手册和操作手册中的数据，同时结合所飞机场及航线情况，按一定的程序进行航线分析。飞机飞行手册和操作手册中的数据都是严格按照CCAR25部各条款要求设计的，是经过试飞验证的，可确保飞机飞行的安全。航空公司在进行航线分析时要重点考虑FAR121部中的安全规定，在完成航线分析计算之后，也应上报中国适航当局负责持续适航的部门批准，然后才可投入航线飞行。
对于飞机设计部门，在完成飞机方案设计之后，也必须对不同地区的机场和航线进行一系列的航线分析计算，来对飞机的适应性和经济性进行评估。这些计算分析必须遵循CCAR25部和FAR121部的规
定，以确保飞机营运的安全性。
目前我国民航和工业部门对一些飞机都或多或少地进行过一些航线分析和计算，但还未按照一定程序规范化、完整地开展这项工作。国外的飞机公司在这方面已经发展了规范化的程序，例如欧洲空中客车公司交付给我国民航的飞机随机资料中包括了飞机航线分析计算程序。现在我国的航空公司对这方面的要求也越来越迫切，急切需要国产民用飞机也提供航线分析计算程序。作者所在的西安飞机工业（集团）有限责任公司生产的MA60型飞机交付给四川航空公司，四川航空公司就曾提出了这样的要求。
§1.2 研究的主要内容
民用飞机从一个机场至另一个机场作营运飞行时，可以将航线分为以下几个阶段：
1.起飞阶段——飞机从跑道端头加速滑跑并离地飞至10.7米（35英尺）高度，发动机处于起飞功率状态。
2.起飞爬升阶段——飞机从10.7米爬升至关457米（1500英尺）高度，完成收起落架和襟翼动作。发动机仍保持起飞功率状态，飞机以最大爬升梯度的速度爬升。
3.航线飞行阶段——飞机从457米爬至巡航高度。发动机油门收至最大爬升功率，飞机保持最大爬升率的速度爬升。
4.巡航飞行阶段——飞机巡航高度民主一般选在飞行最省油的高度，有时也选在空中交通管制当局规定的高度。这时飞机调整发动机功率以远航速度或略高的速度巡航。
5.下滑阶段——飞机以最大升阻比的速度下滑。此时下滑梯度最小，距离最长。发动机以空中慢车状态工作。
6.进场阶段——当飞机接近着陆机场时，构形改变到进场状态，直到对准跑道并下降到15米（50英尺）高度。发动机仍以空中慢车状态工作。
7.着陆阶段——飞机襟翼收至着陆状态，从15米下降、触地、
刹车并减速至停止。发动机以地面慢车状态工作。
民用飞机的航线分析就是按照CCAR25部和FAR121部中的要求来确定飞机营运飞行的航线数据。主要包括飞机允许的最大起飞重量、临界返航点、最大着陆重量、燃油、商载、飞行时间等。
民用飞机航线分析与安全性研究的主要内容如下：
1.根据起飞机场的场高，场温条件按起飞爬升梯度的要求确定出最大允许起飞重量，再按此重量计算所需的起飞跑道长度。如果起飞机场跑道长度小于所需的起飞跑道长度，则应减小起飞重量，直至起飞机场跑道长度满足所需的起飞跑道长度。
2.根据跑道前方近距障碍物，远距障碍物的距离和高度确定是否对飞机起飞重量有限制，若有限制则应相应减小起飞重量。
3.根据航路上障碍物的位置和高度确定是否减小飞机的飞行重量。按飞至此障碍物处的飞行重量计算出此时飞机的单发升限，若飞机的单发升限低于航路安全高度则应进行单发飘降，并要确定出临界返航点的位置。按计算出的单发飘降航迹确定临界返航点距障碍物的距离，在此点以前出现单发停车则应返航或减小飞行重量，在此点以后出现单发停车则可安全飘降越过此障碍物。如果航路上障碍物较多且距离较远时，不能进行单发飘降则应减小飞行重量。
4.根据着陆机场的场高，场温条件按进场复飞爬升梯度的要求确定出最大允许着陆重量，再按此重量计算所需的着陆跑道长度。如果着陆机场跑道长度小于所需的着陆跑道长度，则应减小着陆重量，直至着陆机场跑道长度满足所需的着陆跑道长度。要强调的是，着陆重量的限制归根到底也是对起飞重量的限制。也就是说，若在目的机场的着陆重量超过限制，解决办法仍是减小飞机在起飞机场的起飞重量。
5.根据上述确定的起飞重量，所飞航线距离计算所需的飞往目的机场的油量及飞行时间，并按FAR121部要求及备降机场距离计算备份油量，备份油包括飞往备降机场用油及45分钟待机飞行用油。飞往目的机场用油及备份油之和即飞行总油量，这样就可确定出商载。
综上所述，民用飞机航线分析计算研究涉及飞机飞行的所有阶
段，按此确定的航线数据飞行可确保飞机的飞行安全，对航空公司使用飞机有很强的实际指导意义。
按照以上内容对航线分析计算软件进行总体设计，软件程序流程图如下：
结束
第二章起飞阶段分析
本章首先对CCAR25部和FAR121部对起飞阶段性能的要求进行讨论，然后建立起飞阶段计算数学模型，以MA60型飞机为例对起飞阶段进行航线安全性分析。
§2.1 CCAR25部对起飞性能的要求
§25.105 起飞
本条对起飞性能提出了总的要求。
起飞性能包括起飞速度、加速─停止距离、起飞航迹、起飞距离和起飞滑跑距离。
§25.105(a)
本款规定起飞性能应在申请人所选定的使用范围内的每一重量、高度、周围温度和起飞形态确定。因此不只是一个状态，而是覆盖整个使用范围。
§25.105(b)
本款对驾驶技巧提出要求，规定不得要求特殊的驾驶技巧或机敏。
§25.105(c)
本款对跑道的道面提出要求，不同道面对起飞性能影响很大，需要有统一的要求来评判起飞性能。对于陆上飞机和水陆两用飞机，起飞性能应基于平整、干燥并有硬质道面的跑道来确定。
§25.105(d)
本款明确飞行手册中的起飞性能要做风和跑道坡度的修正。进行风修正时要采用修正因子，逆风时取50％的名义风分量，顺风时取150％的名义风分量。
§25.107 起飞速度
本条对起飞特征速度V EF、V1、V2M1N、V2、V MU、V R、V LOF的选择作了具体的规定，这些速度都是由申请人选定的。由于这些速度都不是单一因素可以确定的，它们之间有一定的关系，需要反复计算和调整，以满足以下各款的要求。
§25.107(a)
V1必须根据V EF制定如下：
(1) V EF是假定临界发动机失效时的校正空速，V EF必须由申请人选定，但不得小于按§25.149(e)确定的V MCG；
(2) V1是申请人选定的起飞决断速度，以校正空速表示。但V1不得小于V EF加上在下述时间问隔内临界发动机不工作该飞机的速度增量，此时间间隔指从临界发动机失效瞬间至驾驶员意识到该发动机失效并作出反应的瞬间，后一瞬间以驾驶员在加速─停止试验中采取最初的减速措施为准。
§25.107(b)
V2M1N，以校正空速表示，不得小于：
(1) 1.2Vs，用于：
( i) 双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
(ii) 无措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
(2) 1.15Vs，用于：
( i) 三发以上的涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；
(ii) 有措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；
(3) 1.1V MCA，V MCA按§25.149确定。
§25.107(c)
V2，以校正空速表示，必须由申请人选定，以提供至少为§25.121(b)所要求的爬升梯度。但V2不得小于：
(1) V2MIN；
(2) V2加上在达到高于起飞表面10.7米（35英尺）高度时所获得的速度增量（按照§25.111(c)(2)）。
§25.107(d)
V MU，为校正空速，在等于和高于该速度时，飞机可能安全离地并继续起飞。V MU速度必须在申请审定的整个推重比范围内由申请人选定，这些速度可根据自由大气数据制定，条件是这些数据为地面起飞试验所证实。
§25.107(e)
V R，以校正空速表示，必须按照本条(e)(1)至(4)的条件选定：
(1) V R不得小于下列任一速度：
( i ) V1；
( ii) 105％V MCA；
(iii) 使飞机在高于起飞表面10.7米（35英尺）以前速度能达到V2的某一速度（按§25.111(c)(2)确定）。
( iv) 某一速度，如果飞机在该速度以实际可行的最大抬头率抬头，得到的V LOF将不小于全发工作V MU的110％，且不小于按单发停车推重比确定的V MU的105％；
(2) 对于任何一组给定的条件（例如重量、形态和温度），必须用根据本款确定的同一个V R值来表明符合单发停车和全发工作两种起飞规定；
(3) 必须表明，当采用比按本条(e)(1)和(2)制定的V R低5节的抬头速度时，单发停车起飞距离不超过与采用所制定的VR对应的单发停车起飞距离。起飞距离必须按§25.113(a)(1)确定；
(4) 服役中可合理预期的对于所制定飞机起飞操作程序的偏差（如飞机抬头过度及失配平状况），不得造成不安全的飞行特性，或使按§25.113(a)制定的预定起飞距离显著增加。
§25.107(f)
V LOF，为飞机开始腾空时的校正空速。
§25.109 加速—停止距离
§25.109(a)
本款规定加速—停止距离是下述两种距离中的大者：
(1) 全发工作，飞机从静止点加速到V EF；临界发动机在V EF失效，从V EF加速到V1并在达到V1后继续加速2秒钟；然后将工作发动机油门收到慢车，并使用刹车及其它减速措施直到飞机完全停止，驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。
(2) 全发工作，飞机从静止点加速至V1，并在达到V1后继续加速2秒钟；然后将工作发动机油门收到慢车，并使用刹车及其它减速措施直到飞机完全停止，并且驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。
§25.109(b)
本款规定在加速—停止的过程中可使用的减速措施，除机轮刹车以外，还可以使用其它安全可靠、不需要特殊驾驶技术并在正常运行条件下能获得一贯效果的加速措施，如螺旋桨反推力。
§25.109(c)
本款规定在加速—停止的全过程中必须保持起落架在放下位置。
§25.109(d)
本款对跑道道面提出要求。如果加速—停止距离中含有道面特性与平整且有硬质道面的跑道有实质性差别的安全道，其起飞数据必须考虑对于加速一停止距离的使用修正因素。该修正因素必须计及安全道的特定道面特性和这些特性在所制定的使用限制范围内随季节气候条件(例如温度、雨、雪和冰)的变化。
§25.111 起飞航迹
§25.111(a)
起飞航迹从静止点起延伸至下列两点中较高者：飞机起飞过程中高于起飞表面450米(1500英尺)，或完成从起飞到航路形态的转变并达到表明符合§25.121(c)的速度时的一点。此外：
(1) 起飞航迹必须基于§25.101(f)规定的程序；
(2) 飞机必须在地面加速到V EF，临界发动机必须在该点停车，并在起飞的其余过程中保持停车；
(3) 在达到V EF后，飞机必须加速到V2。
§25.111(b)
在加速到V2过程中，前轮可在不小于V R的速度抬起离地。但在飞机腾空之前，不得开始收起落架。
§25.111(c)
在按本条(a)和(b)确定起飞航迹的过程中。
(1) 起飞航迹空中部分的斜率在每一点上都必须是正的；
(2) 飞机在达到高于起飞表面10.7米(35英尺)前必须达到V2，并且必须以尽可能接近但不小于V2的速度继续起飞，直到飞机高于起飞表面120米(400英尺)为止；
(3) 从飞机高于起飞表面120米(400英尺)的一点开始，沿起飞航迹每一点的可用爬升梯度不小于：
( i ) 1.2％，对于双发飞机；
( ii) 1.5％，于对三发飞机；
(iii) 1.7％，对于四发飞机。
(4) 直到飞机高于起飞表面120米(400英尺)为止，除收起落架和螺旋桨顺桨外，不得改变飞机的形态，而且驾驶员不得采取动作改变功率(推力)。
§25.111(d)
起飞航迹必须由连续的演示起飞或分段综合法来确定，如果起飞航迹由分段法确定，则：
(1) 分段必须明确定义，而且必须在形态、功率(推力)以及速度方面有清晰可辨的变化；
(2) 飞机的重量、形态、功率(推力)在每一分段内必须保持不变，而且必须相应于该分段内主要的最临界的状态；
(3) 该飞行航迹必须基于无地面效应的飞机性能；
(4) 起飞航迹数据必须用若干次连续的演示起飞(直到飞机脱离
地面效应而且其速度达到稳定的一点)来校核，以确保分段综合航迹相对于连续航迹是保守的。当飞机达到等于其翼展的高度时，即认为脱离地面效应。
§25.113 起飞距离和起飞滑跑距离
§25.113(a)
起飞距离是下述距离中的大者：
(1) 沿着按§25.111确定的起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）一点所经过的水平距离；
(2) 全发工作，沿着由其余与§25.111一致的程序确定的起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点所经过水平距离的115％。
§25.113(b)
对于起飞距离中含有净空道的情况，则起飞滑跑距离为下述距离中的大者：
(1) 沿着按§25.111确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过的水平距离，在一点速度达到V LOF，在另一点飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）；
(2) 全发工作，沿着由其余与§25.111一致的程序确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过水平距离的115％，在一点速度达到V LOF，在另一点飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）。
§25.115 起飞飞行航迹
§25.115(a)
起飞飞行航迹从按§25.113(a)确定的起飞距离未端处高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点计起。
§25.115(b)
净起飞飞行航迹数据必须为真实起飞飞行航迹（按§25.111及本条(a)确定）在每一点减去下列数值的爬升梯度。
(1) 0.8％，对于双发飞机；
(2) 0.9％，对于三发飞机；
(3) 1.0％，对于四发飞机。
§25.115(c)
沿起飞飞行航迹飞机水平加速部分的加速度减少量，可使用上述规定的爬升梯度减量的当量值。
§25.121 爬升：单发停车
§25.121(a)
起落架在放下位置的起飞
本款规定了飞行航迹第一段的爬升要求。
在下列条件下，以沿飞行航迹（在飞机达到V LOF和起落架完全收起两点之间）的临界起飞形态，和以§25.111中所采用的形态（无地面效应），在速度V L OF的定常爬升梯度，对于双发飞机必须是正的，对于三发飞机不得小于0.3％，对于四发飞机不得小于0.5％：
(1) 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在起落架完全收起之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25.111开始收起落架时的可用功率（推力）状态；
(2) 重量等于按§25.111确定的开始收起落架时的重量。
§25.121(b)
起落架在收起位置的起飞
本款规定了飞行航迹第二段的爬升要求。
在下列条件下，以飞行航迹上起落架完全收起点的起飞形态，和以§25.111中所采用的形态（无地面效应），在速度V2的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于 2.4％，对于三发飞机不得小于 2.7％，对于四发飞机不得小于3.O％：
(1) 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在飞机达到高于起飞表面120米（400英尺）高度之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25.111确定的起落架完全收起时的可用起飞功率（推力）状态；
(2) 重量等于按§25.111确定的起落架完全收起时的重量。
§25.121(c)
起飞最后阶段
本款规定了起飞最后阶段的爬升要求。
在下列条件下，以按§25.111确定的起飞航迹未端的航路形态，在速度不小于 1.25Vs的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于 1.2％，对于三发飞机不得小于1.5％，对于四发飞机不得小于1.7％：
(1) 临界发动机停车，其余发动机处于可用的最大连续功率（推力）状态；
(2) 重量等于按§25.111确定的起飞航迹未端的重量。
§2.2 FAR121部对起飞性能的要求
§121.189 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：起飞限制
(a) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中对于机场标高和起飞时环境温度所列的重量起飞。
(c) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中所列可证明符合下列要求的重量起飞：
(1) 加速停止距离不得超过跑道长度加上跑道端头任何停机地带的长度；
(2) 起飞距离不得超过跑道长度加上任何净空道长度，而且所含的任何净空道长度不得大于跑道长度的一半；
(3) 起飞滑跑距离不得对于跑道长度。
(d) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中所列的下述重量起飞：
(2) 该重量允许净起飞航迹在垂直方向高出所有障碍物至少35英尺或在机场边界内水平方向上所有障碍物至少200英尺且通过机场边界后在水平方向上距所有障碍区至少300英尺。
§2.3.起飞计算数学模型
§2.3.1.地面滑跑
将飞机作为一个质点，滑跑中忽略飞机重量变化。飞机受力情况见图2.1。数学模型为：
其中：
W ──飞机重量（N ）
g ──重力加速度（m/s 2）
T ──发动机可用推力（N ）
D ──阻力（N ）
L ──升力（N ）
V ──飞机真空速（m/s ）
φT ──发动机推力与机翼弦线的夹角
t ──时间（s ）
F FR ──机轮摩擦阻力
φG ──跑道坡度，上坡为正
V W ──风速，逆风为正
αG ──停机迎角
μ──摩擦系数
S ──滑跑距离
W G FR G FR T G V V dt
dS L W F W F D T dt
dV g W ?=?=???+=μ
???α)cos (sin )cos(
图2.1 飞机地面滑跑受力情况
§2.3.2.抬前轮段
抬前轮段是指飞机从抬前轮段速度V R 到离地速度V LOF 。此段时间很短（一般为2~3秒）。假设飞机为均匀加速，按等旋转角速率模型（一种解析模型）计算：
其中： S R ──滑跑距离
t ──滑跑时间
§2.3.3.起飞空中段
起飞空中段是指飞机从离地到起飞安全10.7米处。假设飞机以等俯仰角速度拉起，速度及净推力（T-D ）为常值。空中段分为两段：旋转段和直飞段（见图2.2）。
旋转段高度增量h
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D T g V h LOF θ?=抬前轮旋转角速度??R dt
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天气对飞行安全的影响
天气对飞行安全的影响 由于飞行速度快，距离长气候瞬息万变，飞机要经受各种复杂多变的天气影响；有许多空难是由于恶劣的气候造成的。因此现代化航空要有气象部门提供本场天气实况，降落站实况，预报，以及所经过的航路预报等。 大气温度。温度的变化对飞机乘员会直接影响；对航空器各种仪表附件也会造成影响。飞机要飞越各种温度地区，由于温差变化大，要使乘员和机件适应这一变化，所以在飞机驾驶舱和额舱内都装有空调设备；对机件和设备在选材方面要求能适应一定温度差的变化。 见度有两种含义：一是指视力正常的人能分辨出目标的最大距离；二是指一定距离内观察目标物的清晰程度。航空活动中，飞行员需要观察障碍物，并分辨出他们的种类，判断出它们的位置。要分辨出目标物，最基本的条件是要看清目标物的轮廓。因此，航空能见度的定义为：视力正常的人在昼间看清目标轮廓的最大距离和在夜间看清灯光发光点的距离。烟、雾、尘、霾、这些天气现象都直接影响机场的能见度，影响飞行员目视飞行，对起飞和降落影响极大。 （1）雾：悬浮于近地面气层中的水滴或水晶造成能见度小于1公里的叫浓雾；造成能见度在5-9公里之间的轻雾。飞行中从仪表飞行转入目视飞行时，如果看到是碎雾，飞机看起来像抬头，飞行员容易不自觉的顶杆，使下降率增大，造成五边后段低于下划线。我公司总部所在地济南摇墙机场。其周边水汽充沛，因此，每年秋冬交季之时，温度下降到接近露点，很容易产生大雾，而每当大雾形成之时，往往又是静风或风速很小，雾气很难迅速消散，对我公司的航班生产带来较大影响。
（2）烟：大量聚集在空中的烟粒，能见度小于10公里形成烟幕必须要有适宜的地形地理，以及风向、风速等地理换件和条件。飞行员转入目视飞行时受烟幕飞机本身合成速度的影响，会觉得飞机迅速低于或高于五边的没定速度，也就是飞行员感觉飞机的地速不太真实，这个时候要多参考仪表，保证飞机的稳定进近形态。 （3）霾、风沙、浮尘：霾这种天气现象在机场的气象报文和自动终端情报通波中都经常能够看到和听到，它是指大量的烟、尘等固体杂质悬浮在空中造成空气的浑浊现象。 风沙是被强风卷起的沙尘；浮尘是浮游于空中的细小尘粒，能见度均小于10公里。这三种天气现象给飞行员的错觉是使目标朦胧，感觉很远。造成飞机高于下滑线的错觉，飞行员容易倾向于不自觉的顶杆修正，造成下滑线低。由于近年来人类活动对自然灾害的破坏，每年春季我国北方地区，尤其是内蒙古、华北一带经常会出现大风扬沙，甚至是沙尘暴或强沙暴，对飞行安全带来较大威胁，伴随着恶劣天气出现的不仅有低能见度，往往还有大侧风和乱流，每当这个时候对整个机组的技术水平，心理素质以及判断能力都是一个严峻的考验。 （4）吹雪：地面的积雪被强风卷入空中，能见度低于10公里，吹雪能造成减少目视信息的亮度和清晰度，灯光看起来变得很远；同时容易将吹雪的一部分误以为是地面，导致飞行员错误的判断高距比，使飞机偏离正常的下滑线。 世界上最大的空难也与雾有关，1977年3月28日，两架747大型喷汽飞机在加那利群岛上空迎头相撞，由此导致的死亡人数上升到今天的574人。
民用飞机气弹簧计分析
民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文 民用飞机气弹簧设计分析 唐行微 （上海飞机设计研究院结构部，中国上海201210） 【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件，相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式，通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法，通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数，并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。 关键词气弹簧；民机舱门；可靠性 0 前言 气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件，在工程机械中，主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成，在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时，惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用，控制气弹簧的运行速度，其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元，通常用于提供手柄回弹的回复力，机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧，舱门设计中通常采用传统机械弹簧，这种设计存在两方面的劣势：一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢，在重量上需要付出一定代价，二是目前航空领域弹
簧制造主要通过辅助工具手工弯制，其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便，工作平稳，使用安全，成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧，定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势，舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。 本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用，对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究，给出了具体舱门气弹簧的设计步骤，同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例 某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为：360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中，通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用，控制门下降速度门在完全打开位置时，伸展到极限程度。 根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧，并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右，考虑摩擦力等影响，将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。 下图为飞机航截面投影面，两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。
航空安全诸要素(天气对飞行的影响)
航空安全诸要素（天气对飞行的影响） 由于飞行速度快，距离长气候瞬息万变，飞机要经受各种复杂多变的天气影响；有许多空难是由于恶劣的气候造成的。因此现代化航空要有气象部门提供本场天气实况，降落站实况，预报，以及所经过的航路预报等。大气温度。温度的变化对飞机乘员会直接影响；对航空器各种仪表附件也会造成影响。飞机要飞越各种温度地区，由于温差变化大，要使乘员和机件适应这一变化，所以在飞机驾驶舱和额舱内都装有空调设备；对机件和设备在选材方面要求能适应一定温度差的变化。烟、雾、尘、霾、这些天气现象都直接影响机场的能见度，影响飞行员目视飞行，对起飞和降落影响极大。云，有高、中、低云，低云影响飞机起飞和降落，中、高云影响目视飞行，有些云会造成强烈颠簸，有些会形成云中结冰，使飞机不能维持安全高度。而积雨云是飞行之敌，必须避开。对绕飞雷雨操纵，在《中国民航飞行条例》中有明文规定；①只准有雷达的飞机或者根据气象雷达探测的资料能够确切判明雷雨位置，方可在云中绕飞，但距离积雨云不得小于10km；②只准机舱有增压或氧气设备并具有相应升限的飞机从云层上面绕飞； ③只准在安全高度上，偏离航线不超过导航设备的有效半径范围内绕飞。云外绕飞时，距离积雨云，昼间不得小于5km，夜间不得小于10km；两个云体之间不小于20km时，方可从中间通过；④只准昼间从云下目视绕飞雷雨，但飞机与云底的垂直距离不得小于400m；飞行真实高度，在平原、丘陵地区不得低于300m，在山区不得低于600m；飞机距主降水区不得小于10km。积雨云会产生急剧的上升下降气流，暴雨、冰雹、雷电、风切变等一切恶劣天气现象，极大地影响航空安全，所有一切从事飞行的人都要熟悉它，迥避它。⑤飞机从开始滑行到落地关车，始终受着风的影响。在起飞和降落时，飞机一定要迎风起、降，以减少滑跑距离；各种机型都有不同的侧飞标准，以便飞行人员和航行管制人员掌握标准起降。高空风的变化是飞行人员预测到达时间和随时修正偏流的领航依据。对航空安全影响最大的是风切变，低空风切变是威胁起落飞行安全的重要因素。通过对事故的分析发现，风切变导致的空中事故大多发生在飞机起飞或着陆的飞行阶段。“风切变”是气象学里面的一个概念，由于和飞行的关系十分密切，在航
民用飞机主要系统有哪些讲课稿
民用飞机主要系统有哪些 1、空调系统 2、自动驾驶系统 3、通讯系统 4、电源系统 5、防火系统 6、飞控系统 7、燃油系统 8、液压系统 9、防冰系统10、仪表系统11、起落架系统12、灯光系统13、导航系统14、氧气系统15、引气系统16、水系统17、发动机各个系统、发动机振动监测仪发动机接口控制装置18、主飞行控制系统19、驾驶舱控制系统20、照明系统21、内装饰系统22、控制板组件23、水/废水系统24、应急撤离系统25、氧气系统26、驾驶员座椅27、风档玻璃和通风窗28、风档温控和雨刷系统29、风门作动器30 航电系统31、高升力系统32、空气管理系统33、起落架系统图书目录编辑1．1 引言1．2 飞行控制原理1．3 飞行操纵面1．4 主飞行控制1．5 副飞行控制1．6 商用飞机1．6．1 主飞行控制1．6．2 副飞行控制1．7 飞行操纵联动系统1．7．1 操纵连杆系统1．7．2 钢索和滑轮系统1．8 增升控制系统1．9 配平和感觉1．9．1 配平1．9．2 感觉1．10 飞控作动装置1．10．1 简单的机械/液压式作动装置1．10．2 具有电信号的机械式作动装置1．10．3 多余度作动装置1．10．4 机械式螺旋作动器1．10．5 组合作动器组件（iap）1．10．6 先进作动机构1．11 民用系统的实施1．11．1 顶层比较1．11．2 空中客车的实施1．12 电传控制律1．13
a380飞控作动1．14 波音777的实施1．15 飞行控制、引导和飞行管理的相互关系参考文献控制系统编辑2．1 引言2．1．1 发动机/机体接口2．2 发动机技术和工作原理2．3 控制问题2．3．1 燃油流量控制2．3．2 空气流量控制2．3．3 控制系统2．3．4 控制系统参数2．3．5 输入信号2．3．6 输出信号2．4 系统实例2．5 设计准则2．6 发动机起动2．6．1 燃油控制2．6．2 点火控制2．6．3 发动机旋转2．6．4 油门杆2．6．5 起动顺序2．7 发动机指示2．8 发动机滑油系统2．9 发动机功率的提取2．10 反推力2．1l 现代民用飞机上的发动机控制参考文献燃油系统编辑3．1 引言3．2 燃油系统的特性3．3 燃油系统部件说明3．3．1 输油泵3．3．2 燃油增压泵3．3．3 输油阀3．3．4 止回阀（nrv）3．4 燃油油量测量3．4．1 油面传感器3．4．2 燃油油量测量传感器3．4．3 燃油油量测量基础3．4．4 油箱形状3．4．5 燃油的性质3．4．6 燃油油量测量系统3．4．7 福克f50/f100系统3．4．8 空中客车a3203．4．9 “智能型”传感器3．4．10 超声波传感器3．5 燃油系统的工作模式3．5．1 增压3．5．2 发动机供油3．5．3 燃油传输3．5．4 加油/放油3．5．5 通气系统3．5．6 用燃油作为热沉3．5．7 外部燃油箱（副油箱）3．5．8 应急放油3．5．9 空中加油3．6 综合民机系统3．6．1 庞巴迪“环球快车”3．6．2 波音7773．6．3 a340-500/600燃油系统3．7 燃油箱的安全
民用飞机设计参考机种之一波音787_8双发宽体中远程客机_图(精)
机种介绍 ji z hong jie shao 民用飞机设计参考机种之一波音 787-8双发宽体中远程客机波音 787梦想飞机 (D rea m li n er 是波音民用飞机集团研制生产的中型双发宽体中远程运输机 , 是波音公司 1990年启动波音 777计划后的 14年来推出的首款全新机型。波音 787系列属于 200座至 300座级飞机 , 根据具体型号不同其航程可覆盖 6500~16000km 。 里程碑 2004 项目启动 2005. 1. 28 宣布设计研制 2005年第 2季度 构型设计冻结 2005. 9. 23 完成联合发展阶段初步设计 2009. 12. 15 首飞预计于 2010 年第 4季度
交付给启动客户全日空三面图波音公司研制 787使用了声速巡航者所提出的技术以及机体设计 , 并决定在 787的主体结构 (包括机翼和机身上大量采用先进的复合材料。这将使波音 787成为有史以来第一款在主体结构上采用先进复合材料的民用飞机。其重量比例将达到空前的 50%。在发动机方面 , 波音 787可选装通用电气 (GE 公司的 G enX 系列或罗 -罗遄达 1000系列。此外 , 波音 787作为在民用飞机上首次配备两种发动机提供标准的发动机接口界面 , 从而使波音 787飞机能够随时配备任一款制造商的发动机。由于采用了大量复合材料 , 同时采用新型的发动机和创新的流线型机翼设计 , 将使波音 787比目 前同类飞机节省 20%的燃油消耗 , 此外波音 787采用中型飞机的尺寸实现了大型飞机远程的结果 , 并以 0. 85倍声速飞行 , 更好地体现了其点对点远程不经停直飞航线的能力。波音 787将增大客舱湿度 , 降低客舱气压高度 , 乘客会感到更舒适。机上娱乐、因特网接入等设施将更为完善 , 机身截面形状采用双圆弧形 , 顶部空间也进行了优化设计 , 可为乘客提供更宽敞的空间。研制过程 2001~02年波音公司开始研制效率高 , 可以获得高额利润的客机 , 于是向市场推出声速巡航者 , 但
民用飞机气动设计原理
民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升
力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；
航空气象与飞行安全通用范本
内部编号：AN-QP-HT494 版本/ 修改状态：01 / 00 When Carrying Out Various Production T asks, We Should Constantly Improve Product Quality, Ensure Safe Production, Conduct Economic Accounting At The Same Time, And Win More Business Opportunities By Reducing Product Cost, So As T o Realize The Overall Management Of Safe Production. 编辑：__________________ 审核：__________________ 单位：__________________ 航空气象与飞行安全通用范本
航空气象与飞行安全通用范本 使用指引：本安全管理文件可用于贯彻执行各项生产任务时，不断提高产品质量，保证安全生产，同时进行经济核算，通过降低产品成本来赢得更多商业机会，最终实现对安全生产工作全面管理。资料下载后可以进行自定义修改，可按照所需进行删减和使用。 每架翱翔蓝天的飞机都是在大气中飞行的，它们无时无刻都要受到大气的制约，航空器的能否起降、起降方向、载量、两地间的飞行时间等都与气象相关。从航空器延迟起降和发生的事故来看，由于气象原因占的比例最大，大约有80%以上的航班延误是由于天气原因造成的，有约1/4到1/3的航空器事故都与天气有关。所以飞行与气象条件有着密切的关系。民航气象作为航空系统的重要组成部分，肩负着最大限度地减少天气对航空运行安全与效率造成的危害。 在飞机起飞、降落和空中飞行的各个阶段
国外民用飞机飞行管理系统发展现状与趋势
国外民用飞机飞行管理系统发展现状与趋势 飞行管理系统（FMS）是大型飞机数字化电子系统的核心，它通过组织、协调和综合机上多个电子和机电子系统的功能与作用，生成飞行计划，并在整个飞行进程中全程保证该飞行计划的实施，实现飞行任务的自动控制。现代飞机上广泛采用的飞行管理系统是综合化的自动飞行控制系统（AFCS），它集导航、制导、控制、显示、性能优化与管理功能为一体，实现飞机在整个飞行过程中的自动管理与控制。装备了飞行管理系统的飞机，不仅可以大量节省燃油，提高机场的吞吐能力，保证飞机的飞行安全和飞行品质，而且可以大大提高驾驶舱的综合化、自动化程度，减轻驾驶员的工作负担，带来巨大的无可估量的经济效益。目前，一个典型的飞行管理系统不仅能够根据飞机、发动机性能、起飞着陆机场、航路设施能力、航路气象条件及其装载情况，生成具体的全剖面飞行计划，而且能够实现多种功能，包括：通过主飞行显示系统显示和指示有关飞行信息；通过无线电通信与导航系统获得通信、空中交通和无线电导航数据；通过飞行操纵系统控制飞机的姿态；通过自动油门系统调节发动机功率；通过中央数据采集系统收集、记录和综合处理数据；通过空地数据链系统收发航行数据；通过机上告警系统提供系统监控和告警等功能。 1 飞行管理系统的发展历程 飞行管理的概念最早可以追溯到20世纪20年代。自从1929年杜立特上尉历史性的盲目飞行后，人们感到借助一个系统摆脱完全依靠飞行员的感官进行飞行的重要性。但飞行管理系统直到20世纪60年代才真正开始发展起来，并大致经历以下5个发展阶段：区域导航系统、性能管理系统、飞行管理系统、四维导航和新一代飞行管理系统。 2 飞行管理系统的基本构成和功能 飞行管理系统通常由一个飞行管理计算机系统（FMCS）和所需的相关接口设备组成，如电子飞行仪表系统（EFIS）和自动飞行系统等设备。而一个典型的FMCS通常由飞行管理计算机（FMC）和控制与显示单元（CDU）两种组件构成。一个飞行管理系统通常能完成或辅助飞行员完成的基本功能包括：飞行计划、导航与制导、性能优化与预测、电子飞行仪表系统显示、人/机交互和空地数据链。 1
影响航空飞行安全的气象要素探讨
影响航空飞行安全的气象要素探讨 在当前的社会当中，随着经济和科技的不断发展，航空运输逐渐成为了一种重要的交通运输方式，其具有快速、便捷等优点，因而得到了人们广泛的选择和使用。但是，在航空飞行的过程中，有很多要素会对航空飞行安全产生影响，其中，气象要素是最主要的影响要素之一。基于此，文章对影响航空飞行安全的气象要素进行了探讨，以期更好的确保航空飞行的安全。 标签：航空飞行安全；气象要素；探讨 前言 飞机在大气平流层当中飞行，因此绝大多数的天气现象和气象要素都会对飞机的飞行状况产生影响。因此，在飞机飞行的过程中，为了更好的确保航空飞行安全，必须对气象要素进行详细的分析和把握。对其气象部门应当能够提供准确的气象信息，从而帮助飞行人员确保飞行安全。 1 低云气象 在气象要素当中，低云指的是距离底面不足2000m的云层，如果云层与底面的距离不足300m，垂直能见度差，将会极大的影响航空飞行安全。如果机场位置上空存在低云，飞机在仪表进近决断高度，仍然处于云层上方，无法对地面目标进行有效观察，因此难以安全的进行着陆。如果强行着陆，将很有可能造成安全事故。此外，如果有积雨云存在于低云当中，云层中存在强烈的不稳定气流，可能会引发颠簸、雷电、积冰等问题，从而影响航空飞行安全。因此，在航空飞行中，如果不是必要的情况下，飞机应当尽量远离低云。 2 风的影响 对于飞机的爬升、平飞、起降、下滑、停放机坪等操作，风速和风向都会对其造成较大的影响[1]。在通常情况下，飞机的起降都是逆风进行的，这是由于在逆风的状态下，飞机所获得的阻力和升力更大，能够使飞机的滑跑距离得到缩短。在起飞过程中，飞机在逆风状态下，能够获得更大的附加進气量，因而使操纵性和稳定性得到提高。对于航空飞行安全来说，风切变会造成很大的影响，能够引起动力湍流，同时产生一些大小不一的涡旋。这种情况除了造成飞机的颠簸以外，还会对飞机的起降安全造成极大的威胁。 3 气压状态 在飞机飞行的过程中，对于飞机与底面之间的真实距离，通常是利用气压值来进行调定的。飞机在降落的过程中，机场气象台对本站气压进行观测，给出准确的气压值，从而对飞行高度表进行设定，而一旦气压状态出现异常，导致高度表设定错误或气压报错，将很有可能造成飞机的真实高度不对，进而可能引发严
SAE ARP 4754A 民用飞机系统研发指导
目录 1.范围(Scope) (1) 1.1目的（Purpose） (2) 1.2文件背景（Document Background） (3) 2.引用文件（References） (5) 2.1适用文件(Applicable Documents) (5) 2.1.1 SAE出版物 (5) 2.1.2 FAA出版物 (5) 2.1.3 EASA出版物 (6) 2.1.4 RTCA出版物 (6) 2.1.5 EUROCAE出版物 (6) 2.2 定义（Definitions） (7) 2.3缩写(Abbreviations And Acronyms) (12) 3.研制计划(Development Planning) (14) 3.1计划过程(Planning Process) (14) 3.2过渡准则(Transition Criteria) (15) 3.2.1偏离计划 (16) 4飞机和系统研制过程(Aircraft And System Development Process) (16) 4.1飞机/系统概念研制阶段(Conceptual Aircraft/System Development Process) (17) 4.1.1 研制保证 (18) 4.1.2研制保证过程的介绍 (18) 4.1.3源自安全性分析家等级安全性要求的介绍 (19) 4.1.4飞机级功能、功能要求和功能接口的识别 (20) 4.1.5飞机功能到系统的分配 (20)
4.1.6系统构架研制 (21) 4.1.7系统要求到项目的分配 (21) 4.1.8系统实施 (21) 4.2飞机功能研制(Aircraft Function Development) (21) 4.3飞机功能到系统的分配(Allocation of Aircraft Functions to Systems) (23) 4.4系统构架的研制(Development of System Architecture) (24) 4.5项目系统要求的分配(Allocation of System Requirements to Items) (24) 4.6系统实施(System Implementation) (25) 4.6.1信息流-从系统过程到项目过程&从项目过程到系统过程 (25) 4.6.2硬件和软件设计/建造 (27) 4.6.3电子硬件/软件集成 (27) 4.6.4飞机/系统集成 (27) 5集成过程(Integral Process) (28) 5.1安全性评估(Safety Assessment) (28) 5.1.1功能危害性评估 (30) 5.1.2初始飞机/系统安全性评估 (31) 5.1.3飞机/系统安全性评估 (32) 5.1.4共因分析 (33) 5.1.5安全性项目计划 (34) 5.1.6安全性相关的飞行操作或维修任务 (34) 5.1.7服务中安全性的关系 (35) 5.2研制保证等级分配（Assignment of Development Assurance Level） (35) 5.2.1一般准则—研制保证等级分配的介绍 (36) 5.2.2功能研制保证等级和项目研制保证等级（FDAL和IDAL） (37) 5.2.3详细的FDAL和IDAL分配指南 (37) 5.2.4考虑外部事件的FDAL分配 (50) 5.3要求捕获(Requirements Capture) (51) 5.3.1要求类型 (52) 5.3.2安全性分析的导出安全性相关要求 (55)
关于民用飞机重量设计的相关探讨
摘要：民用飞机是用于非军事目的的飞机，它主要是作为一种载人交通工具存在。在民用飞机的设计过程中，飞机的重量重心设计非常重要。民用飞机的重量有着独特的要求，民机重量的分类也有着特殊的标准。因此，民机设计时，需要对整个机身的部件进行重量估计。首先阐释了民用飞机重量设计的重要性，进而对民用飞机各部件的重量预测和控制进行了系统的分析，进而为民用飞机的安全运行奠定了重要的基础。 关键词：民用飞机重量设计 中图分类号：v241文献标识码：a文章编号：1007-3973（2012）004-034-02 1前言 安全是航空工程的第一要务，一般情况下，民用飞机的重量设计要比军用飞机复杂。在民用飞机的设计中，对重量和重心的设计有着独特的要求。在飞行过程中，民用飞机重心的变化要比军用飞机更加系统和复杂。民用飞机的重量设计指的是技术人员通过对飞机部件的设计，既要保证飞机重量的轻便，同时也要飞机具有良好的灵活性和平衡性。民用飞机的重量设计贯穿于飞机设计、制作以及营运的全部过程，对民用飞机的运行安全有着至关重要的作用。 2民用飞机重量设计的重要性 2.1有利于节约研发成本 随着当前经济的发展，现代民用飞机的研发和制作成本日益增长，研制的成本也越来越高。根据相关调查资料显示：在当前民用飞机的研制过程中，每1千克结构制作需要的人力大约为20人左右。所以说，如果相关的设计人员能够减少民用飞机制造的重量，这就能够节省大量的成本，提高民用飞机的经济效益。 2.2有利于飞机的整体协调性 民用飞机重量的各种使用性能指标与重量之间是紧密相连的，并且总是随着民用飞机空机重量的增大而下降。也就是说，在民用飞机运行的过程中，如果民用飞机的自重减轻，飞机的运行性能就会提高，如果自重增加，性能就会随之降低。所以说，民用飞机的重量设计对飞机的整体性能有着重要作用。 2.3有利于民机运营的经济效益 在民用飞机的设计研制过程中，其重量与飞机制造和运营的经济成本有着直接的关系。采取各种措施降低民用飞机的制作成本，保持其销售价格的逐步下降，进而提高民用飞机的经济性已经逐步成为当前民用飞机制造商的最终目的。因此，从民用飞机的重量设计入手，减轻飞机的重量就是从侧面提高飞机运营的经济型，进而提高在市场中的整体竞争能力。 3民用飞机设计的重量控制 民用飞机的重量控制指的是为了更好的能够保证民机在设计阶段所设计的性能指标的实现，而根据实际情况提出的确保实现目标重量的一种管理和技术相互结合的工程方法。在民用飞机的设计过程中，总体方案结束之后，民机的特征重量就已经确定，此时，民机相关部件及运行系统的目标重量也确定好了。因此，相关技术人员必须对起进行严格的控制，保证重量的合理性。要做好民用飞机的重量控制，就要做到以下几个重要的方面： (1)在民用飞机设计的过程中，要积极确立正确的目标重量值。一般情况下，民机的重量值是在设计方案的过程中逐渐形成的，与飞机的设计技术目标相适应。同时，相关设计人员要按照飞机重量设计的相应标准进行重量分类。在民用飞机重量设计中，重量分类是一个十分重要的概念，是重量工程的一个重要标准。通过有效掌握重量分类，能够为飞机重量设计提供重要的依据，保证设计工作的顺利运行。 (2)认真确定民机重量设计余值。民机的重量设计余值指的是在民用飞机设计的过程中，重量和平衡报告中还没有预料到的重量增量。一般情况下，在民机设计中，重量设计余值应
航空安全诸要素(天气对飞行的影响)(正式版)
文件编号：TP-AR-L3060 In Terms Of Organization Management, It Is Necessary To Form A Certain Guiding And Planning Executable Plan, So As To Help Decision-Makers To Carry Out Better Production And Management From Multiple Perspectives. （示范文本） 编订：_______________ 审核：_______________ 单位：_______________ 航空安全诸要素（天气对飞行的影响）(正式版)
航空安全诸要素（天气对飞行的影 响）(正式版) 使用注意：该安全管理资料可用在组织/机构/单位管理上，形成一定的具有指导性，规划性的可执行计划，从而实现多角度地帮助决策人员进行更好的生产与管理。材料内容可根据实际情况作相应修改，请在使用时认真阅读。 （1）由于飞行速度快，距离长气候瞬息万变， 飞机要经受各种复杂多变的天气影响；有许多空难是 由于恶劣的气候造成的。因此现代化航空要有气象部 门提供本场天气实况，降落站实况，预报，以及所经 过的航路预报等。 （2）大气温度。温度的变化对飞机乘员会直接 影响；对航空器各种仪表附件也会造成影响。飞机要 飞越各种温度地区，由于温差变化大，要使乘员和机 件适应这一变化，所以在飞机驾驶舱和额舱内都装有 空调设备；对机件和设备在选材方面要求能适应一定
温度差的变化。 （3）烟、雾、尘、霾、这些天气现象都直接影响机场的能见度，影响飞行员目视飞行，对起飞和降落影响极大。 （4）云，有高、中、低云，低云影响飞机起飞和降落，中、高云影响目视飞行，有些云会造成强烈颠簸，有些会形成云中结冰，使飞机不能维持安全高度。而积雨云是飞行之敌，必须避开。对绕飞雷雨操纵，在《中国民航飞行条例》中有明文规定； ①只准有雷达的飞机或者根据气象雷达探测的资料能够确切判明雷雨位置，方可在云中绕飞，但距离积雨云（浓积云）不得小于10km； ②只准机舱有增压或氧气设备并具有相应升限的飞机从云层上面绕飞； ③只准在安全高度上，偏离航线不超过导航设
民用飞机系统功能危险性评估
民用飞机系统功能危险性评估 对功能危险性进行评估是安全性评估中最重要的一步，并且还具有不容忽视的作用。文章对系统功能的实际危险性评估的步骤以及目的进行了介绍，然后把针对自动飞行这个控制系统的评估过程做了详细介绍，望民用飞机系统能够将此作为评估系统功能安全性的依据。 标签：民用飞机；系统功能；危险性；评估 针对民用飞机系统来看，首先要考虑的问题就是安全性能，这在研制、生产以及运营与退役过程中都有多贯穿，与此同时，也决定着民用飞机能够通过审查顺利地进入到市场。自动飞行这个控制系统是飞机的一个主要机载系统，它的安全性是设计过程中非常关键的环节。而飞机系统安全性包括了系统安全性的初步评估、评估、危险性评估以及实效模式影响与共因分析等。文章把民用飞机当中的自动飞行系统当作例子，对功能危险性进行了评估，具体如下。 1 简述功能危险性的评估 评估功能危险性这个系统能够对产品所具有的功能进行检查，并识别每项功能的实际生效状态，然后按照失效状态的情况逐个分类的一种分析安全性能方法。同时，还要把系统当做对象，实际上评估功能危险性这项研究就是在设计飞机过程中包线与飞行阶段，有可能会对飞机飞行以及系统造成影响的安全失效。 评估功能危险性的过程属于从上到下分析功能失效的一种评估方法，其主要目的就是当系统丧失功能的状况下，掌握失效状态以及各种有关分类。 而对评估民用飞机的安全性能够为以后的输入流程奠定基础，同时也为子系统以及后续系统的设计提出安全性需求，让系统构架更具有接受性，找出存在的问题以及设计需要作出怎样的修改，然后明确下步要设计的范围。而评估系统功能的危险性提出了所有功能的实际危险评估，确认以及推导设计系统安全性的标准，提出诸多种安全性的需求，同时也提出了诸多隐藏功能处于失效状态上信息，这部分信息能够明确各种系统的完整性、结构方案、隔离要求、最低设备、系统分离等清单需求[1]。 评估系统功能的危险性评估主要包括识别失效状态、功能评估清单、接口示意图、设计目标与要求、设计原理与方案、适航规章等。 2 评估系统功能的危险性过程 2.1 对系统功能进行定义 评估系统的功能性能就是先要探究系统所具有的一些功能，然后将分为外部与内部两种功能，分析确定之后再对功能清单进行建立。
民用飞机气动设计原理
民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡 航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)
放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根 处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试 验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真
民用航空安全管理体系
第一章 民用航空安全管理体系 本章提示：安全是民航工作永恒的主题。敬爱的周恩来总理早在1957年10月5日就对民航工作作了重要批示，“保证安全第一，改善服务工作，争取飞行正常”。这一指示高度科学地概括了民航工作的特点，深刻地阐明了民航工作的基本内容，精辟地确定了航空运输质量的综合指标，成为民航工作的长期指导方针，对民航事业的发展起到了极为重要的指导作用。 学习本章课程目的是掌握民用航空安全管理体系(SMS)的内容，了解民用航空安全管理体系的发展和组成及国际相关民航组织对于安全管理的职权和职能。 ·
2 第一节 中国民用航空安全管理体系 安全管理体系(Safety Management System，SMS)是国际民航组织倡导的管理安全的系 统化方法，它要求组织建立安全政策和安全目标。通过对组织内部的组织结构、责任制度、程序等一系列要素进行系统管理，形成以风险管理为核心的体系，并实现既定的安全政策和安全目标。 一、中国民航推行安全管理体系的背景 2005年3月，加拿大民航局局长到中国民航总局访问，期间介绍了加拿大开展SMS的情况和SMS的理念，帮助中国民航建立SMS，由此正式拉开了中国民航开展SMS研究的序幕。 2006年3月，国际民航组织理事会通过了对《国际民用航空公约》附件6《航空器运行》的第30次修订。该次修订增加了国家要求航空运营人实施安全管理体系的要求，并规定从2009年1月1日起，各缔约国应要求其航空运营人实施被局方接受的安全管理体系。 2006年，民航总局将SMS建设确立为民航安全“十一五”规划的工作重点之一，设立6个专业组，其中航空公司组由民航总局飞行标准司负责，总局航空安全办公室负责总体协调。局方整合各方力量，深入研究国际民航组织有关SMS的内涵和要求，向全民航宣传SMS的理念。编写SMS差异指南材料和指导手册，开展相关培训。选择海航、深航作为SMS试点单位。 2007年3月，总局颁发了《关于中国民航实施安全管理体系建设的通知》，在全行业进行SMS总体框架、系统要素和实施指南等相关知识的培训。同时，于10月份正式印发了《中国民航安全管理体系建设总体实施方案》。 2007年11月，总局飞行标准司根据SMS的要求提出对《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》(CCAR121部)做相应修订，增加要求航空运营人建立安全管理体系、设立安全总监等条款；同时，下发了相应的咨询通告《关于航空运营人安全管理体系的要求》，并就CCAR121修订内容和咨询通告征求各航空公司的意见。 2008年，民航工作会上进一步明确：2008年是SMS“全面实施年”，要求航空公司要重点抓好安全质量管理系统、主动报告机制、飞行数据译码分析系统和风险评估系统的建设。
航空气象学(教案)
航空气象学(教案)
航空气象学 理论提示： 航空气象学是研究气象条件同飞行活动和航空技术之间的关系，航空气象保障的方式和方法，以及飞行器在地球大气层中飞行时的气象等问题的一门科学。航空气象学属应用气象学范畴。在实际工作中，航空气象的主要任务是保障飞行安全，提高航空效率，在不同的气象条件下，有效地运用航空技术，顺利完成飞行任务。 理论解释： 一、T-LnP图 1.1温度对数压力图及其分析实践内容： 温度对数压力T-LnP图又称埃玛图(Emagram，是E nergy-per-unit-diagram的缩写)。是一种热力学图解，图上的面积设计成与大气运动能量成正比。该图解以温度为横坐标，以气压的对数为纵坐标，还有三组线条；层结曲线、干绝热线和湿绝热线、露点压力曲线。使用该图解可以方便而清晰得分析大气层结特性及湿空气在升降过程中状态的变化，判断大气静力稳定性及对流不稳定性。目前温度对数压力图仍是气象台站分析预报雷雨、冰雹等强对流天气的一种基本图表，在飞行方面是一种重要的判断飞行天气的工具。根据资料在T-LnP图上绘出层结曲线、干绝热线和湿绝热线、露点压力曲线。
1.2实践目的： 根据T-LnP图上状态曲线、层结曲线和露点压力曲线判断大气稳定度、判断热对流发生时间及其强度，分析出对流和层状云云顶高度、云底高度，估计对流云中垂直气流速度、垂直风场结构，低层能见度情况，分析积冰层高度和厚度。 1.3实践资料： 选取资料库中所提供单站垂直方向上气压、气温、露点温度、风场资料。 1.4实践步骤和方法并据此写出实践报告： 1）根据资料在给定的T-LnP图上点绘出层结曲线、状态曲线、露点压力曲线和高空风分布曲线。 2）分析正负不稳定能量、分析低空风切变情况、分析对流云和层状云顶高和低高、估计云中垂直气流速度、分析积冰层高度和厚度、分析低层能见度情况、进行热对流预计。3）根据前面分析在实践报告中说明航路上飞跃积雨云需要的飞行高度层情况，说明开关防冰的飞行高度层情况，进入积雨云中时飞机的颠簸情况分析，飞机进出层状云的飞行高度层情况，飞机起飞和进近时可能遇到风切变的高度层情况，可能发生的热对流时间。
机场和航空公司安全的重要性
机场和航空公司安全的重要性安全是民用航空永恒的主题，保障航空安全是民用航空生存和发展 的基础，也是民航政府管理部门的重要职能。民用航空是一个庞大 的系统，从航空器的生产制造、运行使用到各类保障，每一个系统 和环节，安全始终是第一位的。作为一种交通工具，飞机已被越来 越多的人接纳和选择，选择的理由是快捷方便和优质的服务。飞机 的特性和优势更符合现代社会的要求，因而也就有着更大的发展空间，但我们发展航空事业的同时，永远要关注并且永远被置于最基 本最重要的位置的就是安全。下面我简单论述一下航空公司和机场 安全管理问题。 一、关于航空公司安全管理问题 航空公司安全管理涉及范围广泛，有指挥控制安全管理、飞行技术 安全管理、航空器维修维护安全管理、客舱安全管理、地面运行保 障安全管理，任何一个环节发生问题，都可能会导致事故的发生。 因此，在航空安全管理理论方面，存在着一个多米诺骨牌连锁理论，就是说航空安全管理各环节均为多米诺骨牌的一环，抽掉其中任何 一环，都将造成其他环节的崩溃。
众所周知，品牌是现代企业的灵魂，是优秀企业存在和延续的价值 支柱。卓越的品牌在为航空公司树立良好社会形象的同时，也为航 空公司带来实际的利益。事实上，航空公司在自身品牌文化建设中，一个最核心的要素就是必须高度重视航空安全管理。 世界一些着名航空公司，在品牌文化建设上不遗余力地下工夫，在建设品牌要素过程中，则以安全管理为切入点，把安全管理的特色、特点作为竞争要素之一，融入品牌建设中，从而在市场竞争中，取得优势地位。高度重视安全管理，对航空企业发展具有重要意义，有的航空公司因一次空难或重大事故，品牌形象受到毁损，甚至走 向倒闭和破产的边缘；有的则依靠过硬的安全管理赢得旅客广泛赞誉。如澳大利亚快达航空公司自1920年成立以来已连续安全飞行90多年，仅靠安全这张竞争牌，该航空公司就拥有了一大批忠实的旅客。相反，美国瓦卢航空公司因1996年发生了一起空难，不得不在 重组中更名。欧盟2008年11月14日发布了一起公告，全球有194 家航空公司因安全问题被列入“黑名单”，禁止飞入欧洲空域，可 见航空安全是航空企业进入市场的最基本的通行证。 航空服务业的产品从本质上讲区别不大，如何在激烈的竞争中突围 而出，则取决于不同航空公司在旅客心目中建立的品牌形象及声誉，而在这其中，安全则常常扮演了“一票否决权”的重要角色。所以，