以下是小编为大家准备了飞机的简介如何写范文（共含16篇），欢迎参阅。同时，但愿您也能像本文投稿人“小白狗殿下”一样，积极向本站投稿分享好文章。
飞机，在蓝蓝的天空中飞翔。我虽然没有做过真正的飞机，但是我对飞机也有一些感情。
小时候，经常和村里的小伙伴一起叠纸飞机，那时候的梦想就是能亲眼见到真正的飞机，坐着飞机翱翔在天空，看着白云飘飘，看着那可爱的小鸟在天空中那个悠哉悠哉的飞着，飞机承载着我的梦想，是我童年是哪的彩斑斓的梦。
今天上课的时候，老师让我们自己叠一个纸飞机，并在上面写上自己的梦想，这又让我想起了自己的小时候，小时候的画面又浮现在了我的眼前。小时候的幼稚，小时候的天真。那时候，我总是做梦，梦到我坐在自己叠的飞机上，醒来的时候，总是有些兴奋，我叠了好多好多的飞机，幻想着他没有一天能像梦中一样，变成真正的飞机。
我最大的梦想就是能够坐上飞机，带着爸妈环游世界。每当看到天上的飞机缓缓驶过，我的梦想就会又在我心中燃起，每个人都会与许许多多的梦想，我也有，能考上个好大学，能找到份好工作，能让爸妈过上快乐幸福的日子这都是我的梦想，但是我最大的梦想就是能够坐着飞机，和爸妈去环游世界。
今天做的游戏既让我回忆起了自己的小时候那快乐天真的日子，又引燃了我的梦想
飞机承载着我全部的梦想，我要努力学习，长大后坐上飞机，把我的梦想各个实现。
童年时的奇思妙想就像一道七色彩虹，编织着五彩斑斓的未来。最近，我总想发明一种多功能超级飞机。它可以用来旅游，可以用来战斗，还可以用来探索人类未知的奥秘。
这架飞机空间极大，能载500个人，速度最快可达8000万亿马赫。它的机身是由碳纳米管制作而成的，窗户的用料是一种比钢铁结实1000倍的玻璃。人们出行所需的垫子、被单、棉被等，是以世界上最好的布和棉为原材料的。看到这儿，你是不是已经很心动了呢？别急，更神奇的还在后头。
这架飞机有一个至关重要的房间――控制室。里面有许许多多的开关，分别是：自动驾驶开关，舱门开关，战斗模式开关，游水模式开关，地上行走模式开关，飞行模式开关，空调开关，传送机开关，辨别好坏能力开关等。有了这些开关，便是上天入地，无所不能。
这架飞机还能识别人的声音，安全可靠。有需要的时候，按下一个开关，再朝它发出指令就可以了。操作是不是很简单呢？
如果你早上起晚了，匆匆忙忙赶着去上学。轻轻按下地上行走模式开关，机身就会变出50个轮子。它们齐齐出动、速度惊人，而且还有超高的防撞功能，可以随时随地地保护你的安全。当你按下游水模式开关时，这些轮子就会立马缩回去，两边的机翼飞快地伸出，就像雄鹰展翅一般，带着你直冲云霄，让你饱览名山大川的美好风光。若你对神秘的宇宙感兴趣，它也能轻轻松松地带你前去游览。当它在水里游时，比速度最快的旗鱼还要快好几倍。所以，深入海底时，你根本就不用担心被鲸鲨追上。
不过，妈妈说，我要好好学习，长大才有机会发明出这样的超级飞机。所以，我要从现在就开始努力，争取以后乘着它去探索宇宙的奥秘！
我的童年是快乐的、幸福的,而我的童年趣事也多得好象那星星一样数也数不清。我现在就说一说最有趣、最难忘的经历把u
XX年的一个星期天，我和爸爸、妈妈到茂名广场玩儿。去到茂名广场了,一进门口,这里的景色吸引了我：有新颖的游乐设施，有清澈的湖水，还有绿茵茵一大片草地。但是我却对广场左边的升降飞机产生了兴趣。我拉着爸爸妈妈去到了那里，说：“我要坐升降飞机。” “好啊。”爸爸爽快地答应了。
可是在爸爸答应后，我又犹豫了，我有恐高症，会不会上去后不敢下来了？我不禁打了个冷颤。爸爸见了我这个模样，看透了我的心思，说“哦，原来屏屏不敢坐了，真是很胆小呀”。我听了爸爸的话，反而要坐了。我和爸爸坐上去以后，我的心“扑通扑通”地跳了起来。爸爸一按升钮，飞机便快速地升了起来。大约升到十几米高的时候，我大叫了起来：“救命呀1救命呀！爸爸你要把我给吓死了。”我连忙按下降钮，但飞机是这样下降的：纾纾∵青辏∵青辏∫残砟悴⒉恢道这是什么声音，我当时就乐了。老板在下面说可能是这台飞机的下降器坏了。而我呢，连续来了几个升降，结果把老板给急坏了：“你不要这样弄，这样会把飞机给弄坏的”。
我只好慢慢地升降，最后，我终于不怕了。最后一次升到最高处后，我深深地吸了一下新鲜空气，“啊，好舒服呀！” 你说这是不是很有趣？
快乐飞机_作文
“砰”响过一声后，我和姐姐立刻欢呼起来，因为大人上班了。我和姐姐匆匆忙忙赶完作业，就开始玩了，可玩什么呢？我和姐姐走到窗前，“有了，我们来放纸飞机吧！”我提议道，“ok”姐姐马上举双手赞成！
于是，我们每人折了三只飞机。我的.飞机分别叫“神舟五号”“空中一枝花”和“顺风快”；姐姐的飞机分别叫“快如闪电”“空中飞人”和“随风飘”。我们把飞机调到最佳状态，准备开始比赛了。
先上战场的是“神舟五号”和“空中飞人”。“三＇＇＇二＇＇＇一发射！”我发出口令。它们的表演可真精彩，有时旋转下降，有时随风上升，还有时碰在一起了呢！经过一番龙争虎斗，我以降落得最远获得第一名，这回合我赢了。
第二回合，我信心十足，得意地拿出“空中一枝花”，姐姐也拿出“快如闪电”。比赛开始了，“三＇＇＇二＇＇＇一发射！”开始，我的“空中一枝花”还遥遥领先，我洋洋得意，不免手舞足蹈，欢呼雀跃！姐姐的“快如闪电”也不甘示弱，穷追不舍。一会功夫，只听姐姐大呼：“超过了！超过了！”我顿时傻了眼，着急地喊道：“‘空中一枝花’加油！加油！”“空中一枝花”好象听懂我的意思，加快了速度，可是，它的头，碰到了“快如闪电”的尾，不但没超过“快如
闪电”，而且还把“快如闪电”弹得更远，自己却在空中打了几个转，急速下降，最后，落到了一棵大树上。我非常伤心，姐姐却高兴得哈哈大笑。
“决一死战“的时候到了，我们俩都豪情满怀、信心百倍，都觉得自己能胜。正准备开始时，就听见开门的声音，没想到，大人回来了，我们赶紧藏好飞机，跑到书桌旁，胡乱抓起一本书就开始读，心里却老想着放飞机的事。大人看见我们这么“专心读书”，便让我们玩。
“耶！太棒了！”我和姐姐暗自高兴，却又不敢喜形于色，压抑着兴奋，我们又开始比赛起来……
在我的脑海里,有一件事我永远也忘不掉，那是暑假在外公家发生的一件趣事――坐“飞机”。
我盼望已久的暑假终于到了，妈妈带我去外公家放松放松，也让我增长一下见识。
到了外公家我闲着没事干，便到外公家院子里溜达，小院子里的鸡笼让我灵机一动，我何不坐一回“飞机”呢，正好尝试一下坐“飞机”的感觉。
那些鸡好像觉察到危险了，纷纷跑出了鸡笼，我盯准一个老母鸡，趁它不注意一下扑了上去，可它却使出轻功一跃，让我来了个“狗啃泥巴”。我气得火冒三丈，来了个“小院逮鸡”，我拿了个长棍子，把几只鸡逼到了死角，我往上一扑抓住了，哎呀，不好，这只狡猾的鸡，它的羽毛就像抹了油一样滑，一下子却又让它给溜掉了。这次我可真的气坏了，大声说：“今天我要让你们公鸡，母鸡，小鸡全家好看”。那些鸡像是懂了人语似的先是一愣，接着便惊慌失措，四处逃窜，飞的飞，跑的跑……小院里一时真是鸡飞狗跳。我瞅准目标，以迅雷不及掩耳之势“嗖”地一下逮到了一只公鸡。
好了，鸡抓到了，该做做“飞机”梦了，我朝它背上一坐，紧紧的抓住它的翅膀，往前就跑，没想到一下坐了个空。因为我紧紧地抓着它的翅膀，而它却不愿意当我的“坐鸡”，结果我们是 “人仰鸡翻”。突然鸡都朝我跑来，噢！想反击啊，坏!有空军，有陆军……我连忙拿起我的双节棍跟它们耍起来，“砰”的一声双节棍打到了我自己的头上，再一看它们“鸡多势众”，我摸摸还有些疼的脑门子，算了，寡不敌众，还是退场吧。
虽然我今天没有坐成“飞机”，但是我玩得很开心，也就知足了吧。
有一天，妈妈给我买了一个小礼物—飞机。
飞机的颜色是红黑色，机身上方是四片机翼，还有一个平衡杆，飞机的下方的两根小铁棒子相当于飞机的“脚”如果没有它，飞机岂不是“肚子”着地。
我喜欢我的小飞机。
六年级:123asd999
飞机发动机
飞机发动机1、活塞式发动机时期
早期液冷发动机居主导地位
很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
19，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架是法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的“斯佩德”战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。
当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，19由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。
两次世界大战之间的重要技术发明
在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件;废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能;变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出;内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题;向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一;高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。
从20世纪代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普・惠公司先后发展出单排的“旋风”和“飓风”以及“黄蜂”和“大黄蜂”发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。
在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普・惠公司的双排“双黄蜂”((R-2800)和四排“巨黄蜂”(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。
莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司“快帆”314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29“空中堡垒”战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW・h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1“海王星”飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在“飓风”战斗机上首次飞行时，功率达到708kW;1936年在“喷火”战斗机上飞行时，功率提高到783kW。
这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51“野马”战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。“野马”战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，“野马”战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，“野马”战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F“地狱猫”战斗机的参战，才结束了日本“零”式战斗机的霸主地位。航空史学界把“野马”飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。
在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。
在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW左右，功率重量比从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW・h)降低到0.23~0.27 kg/(kW・h)。翻修寿命从几十小时延长到~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。
喷气时代的活塞式发动机
在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。
美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为： 功率为150 kW; 耗油率0.22 kg/(kW・h); 满足未来的排放要求; 制造和维修成本降低一半。到，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW・h)。
2、燃气涡轮发动机时期
第二个时期从第二次世界大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下(见表1)，涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。
涡喷/涡扇发动机
英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。
世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架(包括非战斗损失)。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗・罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备“流星”战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。
战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。 20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。
在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于“协和”超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。
涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。
以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的'基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的“鬼怪”F-4M/K战斗机和美国的F111(后又用于F-14战斗机)。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三战斗机，如F-15、F-16、F-18、“狂风”、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的“阵风”/M88。其中，F-22/F119具有第-四-代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于~投入服役。
自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比(4~6)涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比(6~9)涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，通用电气公司GE90-115B在2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普・惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。
涡桨/涡轴发动机
第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。该机原计划用于本国Varga RMI-1 X/H型双引擎侦察/轰炸机但该机项目被取消。1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW ，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95“熊”式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普・惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/(kW・h)。
最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于定型。
在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇(UDF)GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。
从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322“超美洲豹”、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第-四-代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66“科曼奇”、PAH-2/HAP/HAC“虎”和?html>
/> -->产型发动机的功率限制在2240kW 。为满足未来运输旋翼机(FTR)的动力需求，财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制(EMD)将于到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。
航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明：
服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN・h)下降到0.55 kg/(daN・h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。
服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。
发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h;民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用左右。
综述
总之，60年来航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程(ETOPS)要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基矗
飞机广告词
1、波音飞机 ……客机中的战斗机！
2、今天你撞了没有？
3、波音虽好――还要拉登飞
4、燃情岁月，泰坦重现，波音，浪漫的选择……
5、拉灯我还要撞……
6、今年过节不撞楼，撞楼只撞世贸楼！
7、波音飞机，谁开谁精神！
8、想死就坐747!
9、泰坦沉的好――不如波音撞的好――
10、你好……约会……晚餐……撞楼……波音--让我们撞的更准！
11、撞了就好，撞哪儿哪儿伤，您瞧准了波音747――
12、波音广告好，不如世贸撞的好！
13、波音--以撞为本()
14、至高至远撞天下
15、干我们这行的，整天日晒雨淋的，撞了点波音，你别说，还真对的起咱这座楼！ 恩，冲力大，死人多，不错！你的呢？都让我老爸撞了！
16、呼机、手机、波音飞机，一个都不能少！
飞机介绍：
飞机（aeroplane,airplane）是指由动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的航空器。飞机是最常见的一种固定翼航空器。飞机按照其使用的发动机类型又可被分为喷气飞机和螺旋桨飞机。
浙江省嘉兴市 向阳小学 三(3)班 胡凌煜
今天上午,我们在教室里折纸飞机。同学们都折出了一架架各种各样的纸飞机,有三头飞机,还有滑翔机等等。我折得飞机很漂亮,那是我动脑筋折出来的。
我折飞机很会动脑筋。我先把16开纸折出一条竖线,接着把两边都往竖线的一头折,然后还是这一头把两边的`再往里折。我想了想,飞机怎么没有机翼呢？于是我就折出了机翼。我看了看飞机,觉得不好看,就把机翼再往上折。我看着自己折的飞机高兴得笑了。
通过这次折飞机我知道了做什么事都要先想一想，认真去做，才能把事情做的更好。
指导教师：张老师
投稿:-10-24 11:42:04
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。
1.2 飞机结构设计的原始条件
1.2.1 结构的形状协调
1. 理论外形――由飞机的性能（特别是气 动性能）、用 途等确定。
例如： 气动性能需要翼身融合；
飞行速度决定翼剖面
2.内部装置――由总体设计确定。 如：发动机 后机身的框； 油箱 梁、肋、框等； 操纵杆、导线等 翼肋
3.相互连接―各设计室、组、员之间协调 如：机翼与机身框； 前机身与后机身； 翼肋与翼梁；
注意：
①内部装置与结构之间应有一定的间隙; ②根据具体情况设计出的结构不一定占据整 个最大高度和空间; ③某些协调关系在设计过程中可作一些调整。
1.2.2 结构的外载荷 及对结构受力特性的要求
飞机结
构的强度、刚度、寿命、可靠性等 与外载直接有关; 外载是设计结构尺寸的主要依据; 外载由飞机的机种、总重、外形尺寸、使 用要求等条件根据飞机强度规范算出 。
结构件的受力特性： 动载/刚度――有气动弹性要求的地方，如： 操纵面、翼尖 静载/强度――飞机中最不重要的元件，如： 普通长肋 静载/刚度――有变形要求的地方，如：普 通肋、机翼后缘
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
1.2.4 结构的生产条件
生产产量――决定工艺方案，是决定设 计方案的重要依据之一 加工设备――现有设备，一般不考虑引 进贵重设备和专用设备 人员素质 生产成本
1.3 飞机结构设计的 基本要求及其分析
一、气动要求 二、重量要求 三、使用维护要求 四、工艺要求
1.3.1 飞机结构设计的基本要求 一、气动要求 外形准确度―升力 表面质量―阻力 操纵面、翼尖等的变形量―操纵性、操纵 效率、气动弹性
随着飞机设计向综合性和一体化发展，对 结构设计提出了新的要求 ： 隐身―结构一体化 （F117） 翼―身融合技术 (Su-27) 飞机―发动机一体化设计 飞控―火控―结构一体化设计
二、结构完整性及最小重量要求 结构完整性是指关系到飞机安全使用、 使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、 损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机 所要求的结构特性的总称。 本要求就是指 结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷 和环境条件下：
具有足够的强度； 不产生不能容许的残余变形； 具有足够的刚度，或采取其他措施以避 免出现不能容许的气动弹性问题与振动 问题； 具有足够的寿命和损伤容限，以及高的 可靠性； 在保证上述条件得到满足的前提下；使 结构的重量尽可能轻。
三、使用维修要求 维修要求 开敞性――便于检查、维修作业 维修性――合理布置和设计各种分离面、 开口、锁等
四、工艺要求 加工快、成本低 结合产品的产量、机种、需要的迫切性 与加工条件等综合考虑 复合材料等新材料，还应对材料、结构的 制作和结构修理的工艺性予以重视。
五、经济性要求 全寿命周期费用(LCC)概念(也称全寿命成 本) ： 指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、 生
产、使用与保障五个阶段直到退役或报 废期间所付出的一切费用之和。
1.3.2 对基本要求分析
上述基本要求是相互关系、相互制约的， 有的是相互矛盾的。
气动要求是一种前提性的要求，即设计出 的结构必须满足。
图1.2 翼面前缘变形
使用要求也是一种前提性要求，即根据飞 机的机种、使用特点规定了使用、维护要 求。因此，要求结构有与之相应的“开敞 性”，即在结构上必须有相应的设计分离 面和开口，以保证维护人员有接近内部的 装载或内部结构的通道，并使相应结构的 拆装迅速可靠。
工艺要求是一种“条件性和发展性”要求， “条件性”是说结构的工艺性好坏要结合飞 机生产的条件，如产品数量、产品工期、 加工条件等，“发展性”是指对产品数量和 加工条件。
重量要求是飞机结构设计的主要要求。
例：一架民用飞机总重100吨，结构重约30 吨，如果减轻结构重量100kg(只占结构 重量的0.33%），则可获收益： 60,000×900×0.1×0.5=2,700,000(元） 其中：60,000 ― 寿命60000飞行小时 900 ― 巡航速度900km/hour 0.1 ― 减重100kg 0.5 ― 费用/吨公里
1.4 飞机结构设计思想
1.4.1 飞机结构设计思想的演变 飞机结构设计思想的演变跟随科学技术的 发展 飞机结构设计思想的演变来源于飞机使用 的实践 随着航空科技的发展，才形成完整的飞机 结构设计准则
一、静强度设计
σ sj = fσ sy ≤ [σ ]
30年代初以前： 设计准则的表达式 Pu≥Pd Pd=f Pe 安全系数f 由强度规范给出，飞机结 构设计必须通过整机静强度试验。
二、静强度和刚度设计 气动弹性问题：速度和战术技术性能要求 的提高，采用阻力系数较小的薄翼型 设计准则 ： δ≤[δ] ； f Vmax≤Vcr 。 式中： δ―结构在设计载荷下的变形量； [δ]―结构容许的变形量； Vcr=max(ffVf ，fsVs ， faVa) Vf , Vs , Va― 颤振速度、机翼发散 速度与副翼失效速度。
1932年，英国空海军飞机设计要求《AP970》中已有防喘振要求 1975年出现了ACT技术，从原理上讲可以 放宽这一要求
三、静强度、刚度和安全寿命设计 设计准则 Ne≤Ns≤Nex/nf Ne― 飞机的使用寿命； Ns― 飞机结构的安全寿命； Nex―结构的疲劳试验寿命； nf ―疲劳分散系数。 50年代中期起重视安全寿命设计 安全寿命设计准则美国使用到70年代初，其 它国家至今仍不同程度地沿用。
4、静强度、刚度、损伤容限和耐久性
年份 1969 1970 1973 飞机 F-111 F-5A F-4 破坏情况 机翼枢轴接头板断裂 机翼中部切面断裂 机翼机身接合处机翼 下耳片断裂 使用到 破坏时间 ~100小时 ~1000小时 1200小时 疲劳验证 试验寿命 >40000小时 ~16000小时 >11800小时
原因分析： 因为它没
有考虑到实际上结构在使用之 前，由于材料、生产制造和装配过程中 已存在有不可避免的漏检的初始缺陷和 损伤 当时使用的高强度或超高强度合金的断 裂韧性降低等原因 这些缺陷、损伤于使用过程中在重复载 荷作用下将不断扩展，直至扩展失控造 成结构破坏和灾难性事故。
解决措施 美国空军于1971年提出了安全寿命／破 损安全设计思想作为过渡性措施，曾得 到广泛应用。 1974～1975年美国颁布了第一部损伤容 限设计规范。
损伤容限设计概念 承认结构在使用前就带有初始缺陷； 但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使 用期内的增长控制在一定的范围内； 在此期间，受损结构应满足规定的剩余强 度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠 性，同时不致使飞机结构过重； 在规定的'未修理使用周期内，抵抗由缺陷、 裂纹、其他损伤而导致破坏的能力。
根据结构是否可以检查分为： ＊可检查结构― 破损安全结构； ＊不可检查― 缓慢裂纹扩展结构
破损安全结构
η fa ≥ η e = η d f
N ex,fa 4 ≥ H
＊式中ηfa为含损伤结构的剩余强度系数；η e 为使用强度系数； η d为设计强度系数；f 为强度安全系数；Nex,fa为疲劳试验寿命， H为检查周期。
缓慢裂纹扩展结构
N a0 →acr ≥ N e = N ex n
其中a0为初始裂纹长度，acr为临界裂纹长 度；Nex为疲劳损伤容限试验寿命；n为损 伤容限疲劳分散系数，一般取2。 a0―为初始裂纹长度，与检测手段有关，通 常在0.01~0.05之间； acr―为临界裂纹长度，与材料、结构、外载 等有关，由K1c求出。
N a0 → acr 为裂纹从a0扩展到acr的疲劳寿命，
经济寿命 到80年代末美国逐步放弃了安全寿命概念， 而用按耐久性考虑的经济寿命取代安全寿 命。 所谓经济寿命是指出现某种损伤使进行修 复反而是不经济的时限。
nj N jj = N sy ≥ N ex / n
目前耐久性设计概念仍是一种较新的方法， 还有待于在今后的实践中进一步发展和完 善。 根据我国具体情况，新机设计可有两种典 型配套方案： 安全寿命(疲劳)／损伤容限设计； 损伤容限／经济寿命(耐久性)设计。 从而形成了包括结构强度(静、动强度)、 刚度、损伤容限、安全寿命(疲劳)或经济 寿命(耐久性)的结构完整性设计要求。
5.结构可靠性设计 准则：
* Rs ― 结构体系的可靠度 Rs ≥ Rs Rs＊― 结构体系的可靠性要求
美国军用规范更新一览表 年代
1938
代号
X-1803-A
名称
应力分析规范
说明
规定了各类飞机的 过载，规定了安全 系数为1.5
1957 1960
MIL-S-5700 MIL-A-8860A
有人驾驶飞机的 结构规范 飞机强度与刚度 除强度刚度外还规 定了《可靠性要求， 重复载荷和疲劳》 增加了破损安
全和 安全裂纹扩展的原 则性要求
1971.3
MIL-A-008866A
飞机强度与刚度/ 重复载荷和疲劳
表（续）
1971.3 MIL-A008867A MIL-STD1530 增加了损伤容限试 验和安全裂纹扩展 的原则性要求 增加了裂纹分析和 损伤容限分析，相 应的疲劳试验和损 伤容限试验等要求 同MIL-A-008866B MIL-A-008867B MIL-STD-1530结合 使用
地面试验
1972.9
飞机结构完整性大纲
1974.7
MIL-A-83444
飞机损伤容限要求
1975.8
MIL-A008866B
飞机结构强度与刚度、 经济寿命取代安全 可靠性要求，重复载 寿命 荷和疲劳
表（续2）
耐久性试验和损 伤容限试验取代 疲劳试验 分散系数由4降 为2
1975.8
MIL-A-008867B
飞机结构强度与 刚度、地面试验
1975.12
MIL-STD-1530B
去掉疲劳分析和 疲劳试验 突出损伤容限分 飞机结构完整性 析和耐久性分析， 明确规定损伤容 大纲 限试验和耐久性 试验
1.4.2飞机结构设计的 现代理论与先进技术 现代设计理论包括结构优化设计、结构抗 疲劳设计、结构防断裂设计和结构可靠性 设计 先进设计技术主要包括计算机结构辅助分 析(CAE)和计算机辅助设计(CAD)
结构有限元分析以及 在飞机结构设计中的应用 结构设计中应力和变形分析十分重要 它是分析和评估结构承载能力、使用寿 命、可靠性和进行优化设计的基础 又是修改设计和制定试验方案的依据。 特别对按疲劳、损伤容限设计的关键件， 其应力和变形的分析精度要求更高，需 要有合适的模型和计算方法才能满足要 求。 计算模型关系到分析结果的准确性，而 计算方法则影响到分析结果的精确度
有限元法的基本概念 有限元法是求解复杂工程问题的一种近似数值分析方法，其基本概念是将一个形状 复杂的连续体(如整个结构)的求解区域离散 化，分解为有限个形状简单的子区域(单元), 即将一个连续体简化为由若干个单元组成的 等效组合体。然后求得位移、应力、应变的近似数值解。解的近似程度取决于所采用的 单元模型、数量以及对单元的插值函数。
建立模型主要有三个方面： ①抓住结构的力学特征给以模型化，选取 合适的单元； ②载荷模拟； ③支承模拟，它在计算中反映为边界条件， 是求解的重要基础。
飞机有限元模型
结构优化设计方法 有限元法虽然大大提高了应力、应变分析 的精度，但面对得到的大量计算结果，在 需要对结构参数进行调整、修改时，往往 由设计人员凭直观判断、调整，“人为”的 因素很大，与设计人员本人的设计经验和 设计水平关系很大，很难取得满意的结果， 而且由于设计过程周期长，效率低。 结构优化设计方法通常从任意一组设计变 量的初始值开始，按一定的规律
，逐步趋 向优化解。
(1) 将要调整确定的结构参数，如杆元截面 积、板的厚度等尺寸，作为设计变量， 它可以有i个。 (2) 将结构在外力作用下必须满足的一系列 条件：如变形协调方程以及对强度、刚 度、寿命的限制作为约束条件。
(3) 将反映结构最重要性能的指标，如重量 最小或成本最低，作为目标函数。优化 设计即是在所要求的约束条件下，确定 出能满足目标函数的设计变量值。例如 最常见的结构优化问题，即在应力、位 移和最小尺寸限约束下的结构最小重量 设计，就可用以下数学公式表达： 目标函数：minW=
求解有约束的优化问题 (1) 数学规划法。第一种方法可用解析法直 接求解。但由于结构设计问题的复杂性， 一般不可能用解析方法处理。第二种是 用数值解，或称迭代解，即根据当前设 计方案提供的信息，按照某些规定的步 骤进行搜索，一步一步逼近优化点。
(2) 优化准则法。其要点是对规定的某类设 计条件建立起相应的准则和使这些准则 能够得到满足的一组迭代式，按这组迭 代式修改设计，直到收敛。目前已导出 了应力、位移、失稳、屈曲等约束条件 下的结构优化准则。满应力设计准则是 解应力约束优化问题用得较多的一种最 直观的优化准则。即认为所有元件的设 计变量若满足强度约束条件时，则重量 为最轻。
上述优化方法应用于确定构件的截面尺寸 等比较成熟，但对于布局方案优化尚不很 成熟。 正在发展的优化方法还有遗传算法和神经 网络法 多目标优化设计 结构模糊优化设计 多学科优化
计算机辅助设计
1.5 飞机结构设计的内容与方法
结构――指受力结构。由几个或几千个零 件结合在一起所构成，能承受规定的载荷， 满足规定的强度、刚度、寿命、可靠性要 求。 飞机结构设计――主要指机体结构设计。 机体结构包含机翼结构、尾翼结构、机身 结构、发动机舱结构、起落架结构等。
1.5.1 飞机结构设计的基本内容 1.主要是机体结构设计，主要内容有： 部件结构打样设计（画出部件打样图）； 组件打样设计（画出组件打样图）； 零构件设计（画出零构件图纸）； 组件结构设计（画出组件装配图）； 部件结构设计（画出部件装配图）。
2.飞机结构设计过程
了解飞机结构设计的原始条件 试验、计算 确定载荷 选定结构设计方案 各部件的安全系数 1.经验 2.原准机 3.理论分析 1.粗略计算 2.经验 3.原准机 细节设计 4.先进设计方法：疲劳、优化 可靠性、CAD 画打样图 强度校核 生产图纸和技术文件 CAD技术 1.试验 2.分析（FEM）
1.5.2 飞机结构设计的方法 定性设计 定性分析＋粗略估算＋强度校核 定
量设计 定性选取结构方案，精确计算元 件尺寸 智能设计 采用CAD和CAM技术进行结构设计
定性设计 根据所设计对象的具体要求、条件，结合 已有经验与设计原理、知识进行定性分析， 选出合理的设计方案； 粗略估算 强度校核 结构强度的粗略估算方法主要是工程梁理 论，元件的估算方法主要是材料力学。
定量设计
工程梁理论，就不能再应用于三角机翼、 小展弦比的结构 结构有限元素法
智能设计 有限元作应力和位移的分析不能确定结构 的元件尺寸而使结构获得最优解 结构有限元分析、结构优化设计、结构疲 劳寿命分析、结构损伤容限分析、结构可 靠性分析 结构智能设计尚处于初级阶段
南京航空航天大学 飞机设计技术研究所
.9
一、本课程的特点
注重基础理论概念的实用化、感性化以及 工程化 注重综合运用知识概念权衡复杂问题分析， 抓住主要矛盾寻找解决问题途径的基本设 计理念 大量工程结构实例的剖析 注重培养自行分析、动手设计的主观能力 以及工程实用化的实践能力
具体要求： 注意定性分析，要求概念清楚； 实践性强，要求常去机库观察实物； 理性推理较差，要求认真上课。
二、基本内容和基本要求
内容： 飞机的外载荷； 飞机结构分析与设计基础 不同类型飞机结构的分析； 飞机结构的传力分析； 飞机结构主要元构件设计原则；
内容要求：
①掌握飞机结构分析和设计的基本手 段――传力分析； ②能够正确解释飞机结构元件的布置； ③能够正确地分析和设计飞机结构的 主要元件。
第1章 绪论
飞机结构设计将飞机构思变为飞机的技 术过程； 成功的结构设计离不开科学性与创造性； 结构设计有其自身的原理和规律，不存 在唯一正确答案，需要不断的探索和完善。
1.1 飞机结构设计 在飞机设计中的位置
飞机功用及技术要求
空-空： 军用 空-地：截击、强击、轰炸. 战术技术要求 运输： 客运 民用 货运 使用技术要求 运动，……
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近距起落和良好的维修性等性能 。
由于各种飞机的用途和设计要求不同，会 带来飞机气动布局和结构设计上的差别； 飞机设计的基本概念、设计原理和设计方 法是一致的； 本课程将对典型结构型式进行分析的基础 上，将主要介绍飞机设计的基本概念、设 计原理和方法。
1.1.1飞机研制过程
技术要求
飞机设计过程
飞机制造过程
试飞定型
1．拟订技术要求 通常可由飞机设计单位和订货单位协商后 共同拟订出新飞机的战术技术要求或使用 技术要求。 2．飞机设计过程 飞机设计单位根据拟订好的飞机技术要求 进行飞机设计。飞机设计一般分为两大部 分：总体设计和结构设计。
3．飞机制造过程 ： 飞机制造工厂根据飞机设计单位提供的设 计图纸和技术资料进行试制。试制出来的 新飞机即可投入全机强度、疲劳和损伤容 限的验证试验和试飞。 趋势：无图化制造 4．飞机的试飞、定
型过程 在通过全机静强度试验、某些必要的疲劳、 损伤容限的早期验证试验、起落架试验和 全机各系统试验后进行试飞。
1.1.2 飞机结构设计的地位
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计方案的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
2 初步设计阶段
修改完善飞机的几何外形设计，给出完整的 飞机三面图、理论外形； 全面布置安排各种机载设备、系统和有效载 荷； 初步布置飞机结构的承力系统和主要的承力 构件； 进行较为详细的重量计算和重心定位； 进行比较精确的气动力性能计算和操纵性、 稳定性计算； 给出详细的飞机总体布置图。
3 详细设计阶段
结构设计（部件设计和零构件设计） 给出各个部件和各个系统的总图、装配图、 零件图，详细的重量计算和强度计算报告 静强度试验、动强度试验、寿命试验和各 系统的台架试验
试制原型机和进行地面试验，包括全机静、 动力试验和各系统的地面试验 试飞 修改 设计定型 获得型号合格证书 批量生产
飞机研制的特点
性能良好的飞机是先进科学技术和创造性 劳动的产物 飞机研制工作是一个反复迭代、逐步逼近的过程 研制成功的飞机是多种专业综合和协调的 最终结果
地效飞机是借助于地面效应原理，贴近水面（或地面）实现高速航行的运载工具。与相同排水量的船艇相比，由于它在巡航飞行阶段不与水面直接接触，从而大大减少了航行阻力，提高了巡航速度；与常规的飞行器相比，它的载运重量又远远高于同级的飞机。因而地效飞行器将飞机空中飞行的高速性和海上舰船的高承载性的优点完美地结合到一起，在水天之际占据了超低空和掠海面的飞行空档。
目录地效飞机原理地效飞机应用地面效应的发现制造地效飞机收缩展开地效飞机原理地效飞机是利用地面效应提供支承力而飞行的运载工具。它的外形同水上飞机有些相似，机翼面积很大，由于贴近地面（或水面）飞行，机翼下表面形成气流的“堵塞”，使机翼升力增加，诱导阻力减小，因而大大提高机翼的升阻比，这一现象称为地面效应。与普通飞机（包括水上飞机）相比，地效飞机具有升力大，有效载荷多，节省燃料和航程远等特点；与高速海上交通工具气垫船相比，其远航性能和巡航速度都更为优越。地效飞机是介于船和普通飞机之间的新型水上快速交通工具。1935年芬兰人T.J.卡里奥研制成第一架地效飞机，自50年代末期开始，前苏联就开始研制大型军用地效飞机，已装备部队使用，已公布的型号有：140吨级的A・90・150“小鹰”（Eaglet）,400吨级的“鸡鹞”（Hen―harrier）和20吨级的“雌鸭”（Duck）以及众多中小型的民用地效飞机。
地效飞机应用许多军事家预言，地效飞机将成为现代立体战争的组成部分，在军事上应用前景十分广阔，如可用于登陆运输，反潜和布雷等任务。同时民用方面使用前景也十分广阔，如可用于海上和内河快速运输，海情侦察，水上救生等。1991年9月，俄罗斯首次公布了保密十几年的A.90.150“小鹰”实用型地效飞机，该机通常在距水面3.5―14米高度上飞行，速度可达556千米/小时。图为“小鹰”地效飞机正在巡航飞行，此时机头两侧 升力发动机喷口转平，参加巡航动力系统工作。因其被一种柔和之力托起，又被称为“上帝之手”。
地面效应的发现早在航空业发展初期，飞行员们就发现飞机（尤其是小展弦比、下单翼、宽翼展飞机）在着陆过程中，当飞行高度与飞机翼弦长度相近时，会出现一种附加升力，使飞机突然感到飘飘然，不太容易完成着陆，这就是所谓的地面效应作用。 最初，人们在发现这种现象时，并不明白这种附加升力的特性，也没有去专门研究如何应用这种附加升力，只是简单地给它起了一个“空气垫”的名字。直到出现诱导阻力理论后，人们才弄清楚这种现象的'实质，对其进行了更科学的分类，并冠之以“邻近地面效应”，亦称“地面效应”或“地屏效应”，简称“地效”。 所谓的地面效应是飞行器由于地面或水面干扰的存在，飞行器升力面（通常指机翼）的下洗作用受到阻挡，使地面或水面与飞行器升力面之间的气流受到压缩，即机翼下面的压力升高，因而增大了机翼升力，同时减少阻力（即机翼诱导阻力因气流流过的条件改变而减小）的二种空气动力特性。
制造地效飞机后来，人们在不断的认识过程中，研制出了一种利用地面效应提供的支承力而飞行的飞行器，与气垫船不同的是，它必须有前进速度才能产生地效作用，所以也称作动力气垫地效翼船（艇）。地效飞行器曾被称作“两不象”：如果说它是飞机，它却不需要机场起降，而且能象船一样在水上航行；如果说它是船，它却又能象飞机一样飞行。人类是从发现地面效应现象，转而考虑如何应用这种附加升力的。从18法国人最早进行地面效应飞行试验至今，人类对地效飞行器的理论研究和实践试验已有了上百年的历史。不过因种种因素的制约，很多国家在该领域所取得的成就远不如在水上和空中运载工具方面那么明显，在这方面独领风骚的是俄罗斯。俄罗斯的专家们经过几十年艰苦不断的努力，已经解决了地效飞行器的空气动力学、结构强度、安全性和使用可靠性问题及其相应的结构材料、发动机和机载设备的保障问题，并成功地研制出不少最近几年才被逐渐披露的具有各种用途的地效飞行器，使世人对地效飞行器的性能特点有了更加全面的了解，同时也引起许多经济发达国家的广泛兴趣。
飞机机翼
概述
机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。
由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。
机翼的构造
由于飞机是在空中飞行，并且速度十分高，这就要求飞机上的每一个部件都要有很好的强度和刚度，才能够承受巨大的气动载荷，保证飞机的飞行安全。机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼（如美国的B－2隐形轰炸机），则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。
一、纵向骨架 机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。
* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
二、横向骨架 机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
* 加强翼肋就是承受有集中载荷的.翼肋。
三、蒙皮 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。
机翼的分类
常用的分类方法有：
* 按机翼的数量分类：可分为单翼机、双翼机、多翼机等；
* 按机翼的平面形状分类：可分为平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；
* 按机翼的构造形式分类：可分为构架式、梁式、壁板式、整体式等等。
机翼的几何参数
机翼的外形五花八门、多种多样，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不论采用什么样的形状，设计者都必须使飞机具有良好的气动外形，并且使结构重量尽可能的轻。所谓良好的气动外形，是指升力大、阻力小、稳定操纵性好。以下是用来衡量机翼气动外形的主要几何参数：
翼展：翼展是指机翼左右翼尖之间的长度，一般用l表示。
翼弦：翼弦是指机翼沿机身方向的弦长。除了矩形机翼外，机翼不同地方的翼弦是不一样的，有翼根弦长b0、翼尖弦长b1。一般常用的弦长参数为平均几何弦长bav，其计算方法为：bav＝（b0＋b1）/2。
展弦比：翼展l和平均几何弦长bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其计算公式可表示为：λ＝l/ bav。同时，展弦比也可以表示为翼展的平方于机翼面积的比值。展弦比越大，机翼的升力系数越大，但阻力也增大，因此，高速飞机一般采用小展弦比的机翼。
后掠角：后掠角是指机翼与机身轴线的垂线之间的夹角。后掠角又包括前缘后掠角（机翼前缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0表示）、后缘后掠角（机翼后缘与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ1表示）及1/4弦线后掠角（机翼1 /4弦线与机身轴线的垂线之间的夹角，一般用χ0.25表示）。如果飞机的机翼向前掠，则后掠角就为负值，变成了前掠角。
根梢比：根梢比是翼根弦长b0与翼尖弦长b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。
相对厚度：相对厚度是机翼翼型的最大厚度与翼弦b的比值。
此外，机翼的剖面形状也是多种多样，随着生产技术以及流体力学的发展，从早期的平直矩形机翼剖面到后来的流线形剖面、菱形剖面，机翼的升力性能越来越好，相反受到的空气阻力越来越小，也就是说机翼的升力系数越来越大，相同面积的机翼所产生的升力就越来越大。
飞机机身
概述
飞机机身的功用主要是装载人员、货物、燃油、武器、各种装备和其他物资，它还可用于连接机翼、尾翼、起落架和其他有关的构件，并把它们连接成为一个整体。
按照机身的功用，首先在使用方面，应要求它具有尽可能大的空间，使它的单位体积利用率最高，以便能装载更多的人和物资，同时连接必须安全可靠。应有良好的通风加温和隔音设备；视界必须广调，以利于飞机的起落。
其次在气动方面，它的迎风面积应减小到最小，表面应光滑，形状应流线化而没有突角和缝隙，以便尽可能地减小阻力。
另外，在保证有足够的强度、刚度和抗疲劳的能力情况下，应使它的重量最轻。对于具有气密座舱的机身，抗疲劳的能力尤为重要。
机身的形式
飞机机体的型式一般有机身型、船身型和短舱型，机身型是陆上飞机的机体，水上飞机机体一般采用船身型，至于短舱型则是没有尾翼的机体。短舱型包括双机身和双尾撑。
另外，二战中还有一种侦察/轰炸飞机，介于双机身和双尾撑形式之间：一侧机身有座舱，另一侧机身则连接尾翼，这种不对称布局在飞机上较少见。
机身的外形
机身的外形和发动机的类型、数目及安装位置有关。例如活塞发动机螺旋桨式飞机的机身，就与喷气式发动机飞机的机身有所不同。
从机身外形来看，不外乎侧面形状和剖面形状两种。侧面形状一般为拉长的流线体。现代飞机的侧面形状受到驾驶舱的很大影响。有的驾驶舱平滑地露于气流之中，有的则埋藏在机身之内，前者多用于中小型飞机，后者多用于大型飞机。
现代超音速战斗机根据跨音速飞行的阻力特点，首先采用了跨音速面积律，即安装机翼部位的.机身截面适当缩小，形成蜂腰机身；其次它的机头往往做得很尖，或者在头部用空速管作为激波杆，远远地伸出在迎面气流之中。这也有助于削弱激波的强度，减小波阻；第三是随着速度的不断增长，飞机机身的“长细比”不断增大，即用细而长的旋转体作机身。现代超音速飞机机身的长细比已超过10。所谓长细比即是机身长度与机身剖面的最大直径的比值，这一比值越大，则机身越细越长。而且随着速度的提高，飞机机身相对于机翼尺寸也越来越大。
还有些超音速飞机为了减小阻力，尽量将驾驶舱埋藏于机身外形轮廓线之内。这样就使得飞机在着陆时座舱视界大大恶化。为了改善这种情况，就将机头做成活动的，着陆时可以下垂。例如“协和”号超音速旅客机机头就可下垂17.5度。其机头可有三种状态。超音速飞行时，机头呈流线形；亚音速飞行时，档整流罩放下，以扩大驾驶员的视界；进场和着陆时则全部下垂，驾驶员视界就更扩大了。
常用的机身剖面形状有圆、椭圆、方、梯形等，这些形状适用于不同用途及速度范围的飞机。例如低速飞机可用方形，而具有气密座舱的高亚音速大型客机，则多用圆形或椭圆形。喷气式战斗机一般采用不规则的形状。
随着现代航空技术的进步，新的飞行动力理论的应用，飞机机身的外形也呈现千姿百态，变化多端，如隐身战斗机所使用的机翼和机身融为一体的翼身融合体；除去机身和尾翼的飞翼；除去机翼的升力体机身；以汽车作为机身的汽车飞机等等。
机身的受力
机身的受力和机翼相似，也包括分布载荷和集中载荷，而以后者为主。集中载荷包括由机翼、尾翼和起落架等的固定接头传来的载荷，以及机身各部分的质量力。分布载荷则包括空气动力和机身结构本身的质量力。这些外力作用到机身使它承受剪力、弯矩和扭矩。这种情况与机翼相似。对于机身而言，其受力的特殊性有下列两点：
第一、机身上起主要作用的是各个集中载荷，如机翼的反作用力，尾翼的反作用力，设备舱、驾驶员及座椅、发动机的质量力等。至于分布载荷如由机身结构质量力而来的分布载荷和空气动力分布载荷则不是主要的；而在机翼上，起主要作用的是空气动力分布载荷。因为机身表面上作用的空气动力较小，机身结构本身的质量力也比较小。
第二、必须考虑机身的侧向水平载荷，因为这一载荷很大，同时机身沿水平方向的抗弯刚度又比机翼小得多，而且在受侧向载荷作用时，经常附带有扭转，这就更增加了受力的严重性。
文档介绍：
摘 要
飞机设计是一项复杂和周期很长的工作，在工业部门通常分成几个阶段进行。 首先拟定设计要求，它是由使用方（军方或民航）负责。现代军用飞机根据国家的 方针和将来面临的作战环境，经过分析提出作战技术要求。现代军用飞机从设计要 求的制定到开始服役使用一般都需要10 年以上的时间，要准确预计10 年后的政 治、经济、技术环境是相当困难的。一架军用机的全寿命费用达数百亿元的量级， 因而军用飞机设计要求的研究和制定是一项非常重要和影响巨大的工作。
军用飞机设计要求的研究和制定一般都由专门的机构和人员来进行。民用飞机 主要强调安全性、经济性和舒适性，其设计要求一般由飞机公司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，并经过市场调查和分析讨论后制定的。
第二阶段是概念设计，它与设计要求阶段有重叠，因为有时要通过概念设计来使设计要求制定得更为合理和具体化。概念设计的目的是对飞机的气动布局、性能、重量水平、航空电子、武器、所需新技术、费用和市场前景等方面进行初步和方向性的探讨。概念设计中还有对设计要求中各项目的指标进行分析，适当降低那些对性能影响不大，但可能降低技术风险和发展费用的设计要求，有可能提出一套合理组合的设计要求。概念设计中设计师的经验和判断力起重要作用，往往采用经验或半经验的分析方法。
第三阶段是初步设计，它包括两部分内容：方案设计和打样设计。方案设计，首先根据设计要求在概念设计的基础上，进行多种气动布局方案的`对比和研究，以及机翼、机身、尾翼的形状、设计参数的确定。飞机的内部布置要同时进行。这时，各个专业都要介入，如结构的传力路线设计、新材料新工艺的选用、各系统的原理设计、全机重量重心估计、飞机性能计算和飞行品质分析，检查设计方案能否满足设计要求。飞机方案设计中充满着矛盾，要通过各种方案的研究来评价、折衷和综合，不断进行改进，直到获得一个满足要求的综合最佳方案。打样设计，在方案设计阶段主要是确定飞机总体布局，对结构和系统的考虑比较粗略，在详细设计之前，结构和系统还需要一个初步设计的过程，这个过程为打样设计。在打样设计阶段要进行下列工作：
（1）气动分析和风洞试验，进行全机载荷计算，性能和飞行剖面计算，操纵性和稳 定性分析和气动弹性分析等。制造不同的模型，进行高低速风洞试验，提供原始气 动力数据。
（2）结构打样设计。对主要受力部件进行初步设计和分析，选择合理的结构形式、 新材料、新工艺和重量估算。
（3）系统打样设计。对所有系统进行原理设计，确定主要附件和系统的功能和功率。 对管道、电缆进行初步设计和通路协调。
（4）全机布置协调。一般是在全尺寸图纸上进行，画出全套协调图。随着计算机技 术的发展，全机布置协调，运动机构及间隙检查，可在计算机屏幕上进行。
（5）样机审查。在打样设计后期要制造全尺寸样机，用户在全尺寸飞机和真实座舱环境中检查是否符合使用要求。在样机审查批准以后，冻结设计状态，详细设计才能开始。
第四阶段是详细设计，其主要任务是：进行结构和系统的详细设计和分析，包括所有零部件设计，提供零件图、装配图、总图。进行详细的重量估算和强度校核和最后的飞机性能计算。进行工艺设计，制定飞机制造工艺方案，向制造部门提供生产图纸。进行结构的静强度、动强度和寿命试验。对系统进行地面台架模拟试验，进行飞机维修性、生存力分析和研制费用、经济性评估。
第五阶段为原型机试制。为加快研制速度，现代飞机都制造多架原型机进行试飞。
第六阶段为试飞。在试飞结束获得设计定型或型号合格证后才能进入第七阶段。
第七阶段为成批生产。
第八阶段为使用和改进改型。对已投入使用的飞机进行改进改型，扩大它的功能和延长
使用寿命，世界各国都很重视这一途径。
本书将飞机总体设计分为三个方面：方案设计、总体参数设计、决策与优化。将飞机升阻特性和飞行性能计算与分析的内容有机的融入到方案设计和总体参数设计的章节中。第二章讨论飞机方案设计，提出飞机总体设计的第一轮迭代设计流程，其中包括总体布局及初步分析，起飞重量、翼载和推重比的计算，升阻特性初步计算，以及各种矛盾因素权衡处理方法。第三章讨论飞机总体参数设计，介绍机翼、机身和尾翼几何参数选择，内部布置，推进装置与机体一体化设计，起落架设计等。通过总体参数设计，进一步研究总体方案的可行性，进行方案决策。结合实例，给出了飞机初步设计三面图。
第四章讨论飞机操纵系统的特点和基本组成，给出设计要求，分析现代高速飞机的稳定性和操纵性，增稳和主动控制技术。介绍电传操纵和综合飞行控制的基本概念。
第五章，飞机费用和效能分析。这是不同于飞机性能准则的另一个决定设计方案取舍的重要方面。它包括了飞机寿命周期费用的组成和分析方法，研究、发展、试验、鉴定、生产费用和使用保障费用分析模型，民用航空运营问题。军用飞机完成预定作战任务能力的大小，可通过作战效能进行综合评估。本章还介绍了飞机作战效能分析的概念和评估方法，综合效能和费用的效费比分析方法。现代飞机设计是一个复杂的系统工程，涉及到多个学科领域，各学科构成的子系统相互交叉影响。飞机设计必须建立综合设计的思想，提高综合设计的手段。
第六章，飞机总体参数优化，详细介绍了飞机多学科设计优化方法的基本原理，常用算法及分析比较，近似技术、计算流程，这里有我们的研究成果和对某通用航空飞机总体参数优化的详细分析计算过程。
飞机历险记
飞机历险记正文：我是一架仿真迷彩直升机，跟在老爷车后头进了小主人的家。
今天小主人帮我充上了电，又让遥控器吃了八颗电池，把我拿到菜地上准备让我飞一飞。小主人往上一推控制杆，我的`机翼便飞快地旋转起来，“呼”地一声我就飞上了蓝天。我朝着太阳飞去，他们抬起头来张望。啊！太阳的光线太刺眼了，小主人不由得松开了推控制杆的手，我翻着跟斗跌了下来，幸亏小主人又使劲推了一下操纵杆，把我的身子正了过来，但我在空中扑腾了几下，还是重重地摔在地上，他把我拾了起来，又放在了地上。这一次是小主人的爸爸出场了，只见他使劲推操纵杆，我又一次离开了地面，可我在空中转起了圈，离他们越来越远，他们一松手，我又掉了下来。这一次可不得了了，我的尾巴折断了，“头盔”飞了出去，电线也断了。而他们则往反方向寻找，看着他们的身影越来越小，我又急又气，真想飞起来让他们看见，可我的命根子――电线都断了，我动都动不了，更别说飞了。终于，小主人的外公发现了受伤的我，小主人心疼地抱着我，向家走去。
我躺在小主人的怀里，浑身疼痛。唉，下次飞前，一定得让小主人给我买个机身保险，以防万一。啊，痛！
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