飞机的设计规范和民⽤航空条例的适航标准
2．4 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．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2．3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，例如，由原航空⼯业部颁发出版的《军⽤飞机强度规范》、《军⽤飞机疲劳、损伤容限、耐久性设计⼿册》、《飞机设计员⼿册》、《航空⽓动⼒⼿册'以及民航总局颁发的《民⽤飞机适航性条例》等等。当然，我国在这⽅⾯的⼯作还不够完善，随着航空技术的不断发展，以及飞机设计和飞⾏使⽤实践经验的不断丰富，的设计规范和适航性条例也在随之变化和发展．
⼆、飞机设计规范介绍
下⾯简略地介绍⼀下飞机设计规范的基本内容。
飞机设计规范和适航性条例，是指导飞机设计⼯作的通⽤性技术⽂件，对吝类飞机作了许多指令性规定，包括设计情况、安全系数、载荷系数、重量极限、重⼼位置、重量分配、操纵性、稳定性、配平、飞⾏载荷、飞⾏包线、突风载荷、着陆与起飞、强度和变形、结构试验、飞⾏试验、飞⾏品质、使⽤极限、起落装置、动⼒装置、飞机设备、操纵系统、安全预防措施等等，在进⾏飞机设计时，必须遵守这些有关的规定，才能保证飞机设计的成功．
1．设计情况
飞机全部使⽤过程经历许多不同情况。各种情况下所受载荷种类不同，性质不同。不同状态下，每种载荷的⼤⼩、⽅向、分布⼜不相同，对结构不同部位造成的受⼒严重程度不同．为了确保⼈员安全，结构可靠，就需正确求得全部使⽤情况下的外载荷，并研究它们对结构强度的影响，这就要求在结构设计之前进⾏⼤量的⽓动⼒、强度等有关试验和计算。并作出全⾯细致的分析。这样势必延长设计周期，⽽且有时并不具备完善的试验条件．为此，应从各种可靛出现的使⽤情况中，总结归纳出⼀些具有代表性的最严重的情况．这些最严重的情况称之为设计情
况。在设计时，只需对这些设计情况进⾏计算和试验，如果在这些情况下结构强度⾜够，那么在正常使⽤中所出现的其他情况下，结构强度也将是⾜够的．这样就使设计⼯作⼤为简化了。全机的设计情况如何规定?怎样保证飞机结构设计的质量、加快设计进度、简化设计⼯作，这是设计撮范的主要内容之⼀．凡是使飞机结构易遭到破坏，⼈员易受到损伤的载荷情况，都应选为设计情况．⼀般它包括最⼤的正向和反向载荷情况；对主要结构件将产⽣危险损坏的载荷情况，对飞⾏战术技术性能将产⽣严重影响以及对⼈员将产⽣损伤的藕荷情况等．有时总裁荷虽不是晨⼤，但由于藕荷作⽤的具体情况特殊，影响严重，也应作为设计情况来考虑。设计规范不但要明确规定哪些是设计情况，并且还要指明与该情况相应的具体载荷(如飞⾏姿态、载荷分布、载荷系数及安全系数等)，以指导结构设计、计算校验和试验分析．
2，规定了飞机的分类
各国规范都根据本国的实际情况，对飞机进⾏分类，并对不同类型的飞机提出不同的要求，⼀般依据飞机的任务和战术技术要求，或使⽤技术要求⽽定，并规定了它们的使⽤载荷系数极限．它是飞机结构分析和设计的摹本出发点．
我国军机规范是按飞机⽤途分类，如；
歼击机(J)；
强击机(Q)；
歼击教练机(JJ)；
多⽤途机(DY)：
教练机(JL)：
轻型轰炸机(HJ)；
轰炸机(Hn)I
轻型运输机(Y1)，
⼤型运输机(Y，)。
并规定了相应的载荷系数极限值．
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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=3～8。
(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＝-2—4。
(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y＝nG可见，飞机重量对飞机的载荷将发⽣影响．最⼤的飞机重量是起飞重量，即飞机进⼊起飞线开始滑跑时的重量。飞⾏中，消耗性载重(燃料、弹药等)及投放性载重(伞兵，物资等)使G不断减⼩，⽤最⼤的飞机重量来计算飞机作机动飞⾏时的外载荷及强度，不仅会使结构重量增⼤，⽽且毫
⽆意义．因为飞机起飞爬升阶段不可能作剧烈的机动动作，所以不能⽤起飞重量来确定机动飞⾏时的外载荷，以免使设计出来的飞机结构重量增⼤。这样就产⽣强度计算所⽤设计飞⾏重量的取法问题．规范中按不同类型飞机对受载情况所采⽤的重量作了规定，设计重量适⽤于结构各受载情况下按照规定的重量分布可能达到的所有可
能装载⽅案．规范中对最⼩飞⾏重量、最⼤设计重量、基本飞⾏设计重量及着陆设计重量等的取法作了规定：
(1)最⼩飞⾏重量——飞机空重加机内有⽤及⽆⽤燃油重量的5％、加与此燃油相应的滑油重量和最少乘员重量；
(2)最⼤设计重量——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(Ny～Vdl)，即飞机的载荷系数；Vdl即当量速度．
飞⾏包线⽤当量速度。。作参考，是因为载荷⼤⼩不能单纯依靠。来判断，还应考虑⾼度H的影响。由y＝cy÷严2S可知，⾼空ρ⼩，以较⼤v飞⾏时，⽓动载荷可能反⽽⼩于低空(ρ⼤)以较⼩v飞⾏时的载荷。只有⽤速压Q＝÷严‘才能衡量⽓动载荷的⼤⼩，它综合了。和打两个因素的影响．
不同⾼度以不同速度飞⾏的两种情况，如果速压相同，则这两种情况对于载荷来说并⽆区别。强度计算中，通常将各⾼度上的飞⾏速度。按遵压相等原则折算成海平⾯的飞⾏速度，并称之为当量速度Vdl。
可见，⽤udJ来分析⽓动载荷，与Q⼀样，反映了。和H两个因素的影响。
为了保证结构所受载荷不超过规定值，必须对Q实⾏限制。有了当量速度的概念之后，只需对当量速度实⾏限制即可．驾驶员可直接根据空速表“指⽰速度”(即表速)来限制飞⾏速度使之不超过限制值Vdl。可见，引⽤～对于载菏和强度计算，以丑实际操作都很⽅便。飞机只限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。
飞⾏包线是根据飞机的飞⾏性能、操纵性、稳定性、战术技术要求、结构强度要
求来确定的。设计飞⾏包线准则的⽬标是为在包线内和包线上的任⼀飞⾏状态提供⼀个可接受的强度⽔平。下⾯结合图
2，23，简单介绍飞⾏包线的设计意义。飞机在机动飞⾏时，虽然有各种各样的状态，但仔细分析后，可以知道飞⾏状态还是有限的．
⾸先，由于机动性、强度及⼈体条件的限制，飞机设计⼀开始就规定了和，因此机动飞⾏时的载荷系数桩限制在 (⽔平线
AB)和n 。(⽔平线ED)之间．
第⼆，飞⾏速压Q也是受限制的。例如俯冲时最⼤速压不能超过最⼤允许逮压 <；飞机的晕⼤速压Q⼀对应于飞机设计要求中所给
定的某⼀⾼虞上的最⼤⼲飞遣度uu．1，飞机在从某⼀⾼度⼤速度平飞转⼊下滑俯冲或其他飞⾏过程中，很可能突破Qmax 值，Qmax,max-⼀就是对这些飞⾏情况的限制值)。因为Qmax,max的值过⼤会
使结构过重，影响飞机性能。与Qmax,max 对应的速度即。Vmax,max所以直线BC段即表⽰设计规定的极限速度；
第三，飞机升⼒系数c)限制在Cymax和Cymin之间，所以
曲线OA
曲线OE
上两式中，Cymax,Cymin,s，C在设计论证阶段和外形选定后，就已确定下来，／(也是经过风洞实验所确定的参数。⾃然．飞机的载荷系数受到上式的限制，但不能超过正、负载荷系数界限线。
飞⾏包线圈也可⽤其他参数作为坐标画出，如图2．24所⽰，图中还⽰出于与飞⾏包线所对应的飞⾏状态。
图2．24中的A，⽉点虽均属Nymax情况，总载荷最⼤，且数值相同．但因oJf 不同，后者速度⾼，Cy⼩，所以两者的⽓动⼒分布不同(见图2．25)，各结构元件具体的承载情况也就不同。E，D两点情况类似，仅为负过载⽽已。
在飞机设计规范中，除规定了对称机动飞⾏情况的使⽤载荷系数(按不同的飞机类型给出)之外，还规定了许多补充的设计情况(如急剧俯仰机动、襟翼放下拉起状态)；⾮对称设计情况(如滚转和滚转改出的机动)：起飞、着陆设计情况(如对称着陆、偏航着陆、单个主起着陆等)。我国及前苏联规范中⽆单独的突风包线，英美规范除机动飞⾏包线外，还规定了突风包线，其内容见规范，这⾥不再列举了。在具体设计时，规范中规定了⼏种典型的飞⾏情况，根据这些典型飞⾏姿态的⽓动布局，可以获得结构上舶藕荷分布，旋飞机整体各部件同时受载情况进⾏载荷计算和刚度、强度、稳定性等校验。这种设计⽅法物理概念⽐较明确，需要的原始参数较多，计算⽅法也较复杂，但随着近年来⼤型分析软件系统的开发，这种设计⽅法已没有太⼤的技术难度。
5.使⽤载荷(也称限制载荷)。设计载荷(也称极限载荷)与安全系数。飞机使⽤中实际可能遇到的最⼤载荷称为使⽤载荷或称为限制载荷，结构必须能够承受限制载荷⽽⽆有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作⽤下，变形不得妨碍安全运⾏．
为了保证⼀定的安全裕度，飞机结构通常按能承受⾼于限制载荷的载荷进⾏设计，设计的结构所能承受⽽不破坏的量⼤载荷称为设计载荷或极腰载荷．设计载荷等于使⽤载荷乘⼀个系数f，即
飞机设计中，为了使结构既安全⼜较轻，若能做到使所设计的结构，在各种设计情况中最严重的使⽤载荷户。作⽤下，各元件的应⼒临近⽐例极限强度o／，但仍未出现永久变形，则较为理想．在飞机设计中，我们对9，强度问题是采⽤设计载荷凡来设计的．因此若能做到所设计的结构，在最严重的⼏作⽤下刚好临界
破坏，则较理想安全系数定义为设计载荷与使⽤载荷之⽐，也就是设计载荷系数与使⽤载荷系数之⽐。其物理意义就是实际使⽤载荷要增⼤到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数．⽤设计载荷进⾏飞机设计，其⽬的除了在实际飞⾏中不致发⽣破坏以保证安全外，还因为飞机是个复杂的、超静定的、多传⼒通道的受⼒结构，使⽤的⼜多是铝合⾦等弹塑性材料．当莱⼀结构元件在使⽤载荷下达到⽐例极限(σp)或在设计载荷下某元件达到破坏强度(σdes)时，它本⾝不能承受继续增加的载荷了(特产⽣⼤的变形甚⾄破坏)，但如果还有其他许多元件能继续承担着增⼤的载荷，则变形虽继续增⼤，整个结构仍能保持⼀段时间不坏，只是各结构元件间所承担的载荷重新分配⽽已(见图2．26)。只有当最主要的受⼒构件破坏时，整个结构才会破坏。因此，按结构的破坏载荷(⽽不⽤单个元件的强度极限值)来进⾏设计，可充分反映超静定结构的受⼒特点，充分发挥结构的承载能⼒，这样就可使结构设计得较轻。
另外，⽤试验来验证结构的强度时，结构是否出现丁永久变形很难测准，⽽结构是否破坏(不能承受继续增⼤的载菏)则较易准确测得．因⽽⽤破坏载荷(⽽不⽤使⽤载荷)作为设计载荷便于理论与实际结合，进⾏最后的破坏试验验证(见图2．27)，以达到符合实际使⽤要求、安全可靠的⽬的。
当然，f取得愈⼤，结构受⼒后愈安全，愈不易破坏，可是结构就会愈重，因⽽
正确选取安全系数f的⼤⼩是很重要的。值的⼤⼩取决于很多因素，除了前述使结构在使⽤载荷下没有永久变形之外，还有如结构材料性能的分散性，缺陷情况，制造⼯艺⽔平，载荷的具体作⽤情况，设计、计算和试验的误差情况等影响。即把⼀些不定影响因素⽤⼀个确定的系数加以概括，使⼯作简化，这是⼯程设计中常⽤的⽅法。安全系数的正确确定是⼀个很重要⼜是⼀个较困难的问题，通常都是根据许多理论分析和试验研究，以及⼤量的使⽤经验的统计、归纳，最后以规范的形式明确定出各设计情况的f值来。根据⽬前情况和今后发展，外载荷计算和结构应⼒分析逐步精确，材料的⼯艺过程逐步完善，在使⽤中的重复载荷和温度影响都单独计算和分析的情况下，通常安全系数可取为1．5．对于载荷计算不准、要增⼤安全性和刚度、保证质量及有磨损或其他原因时，安全系数可适当增⼤．对某些特殊情况，如应急情况或⼀次使⽤等，可适当减⼩安全系数。
6．规定了刚度指标
飞机结构应有⾜够的刚度，以保持飞机的空⽓动⼒外形、稳定性、操纵性及抗振要求。设计规范规定了各操纵⾯的有效性指标、各种冀⾯的许可挠度值和扭⾓值。总之，在使⽤载荷作⽤下引起的弹性变形、永久变形及热变形的总和以及实际存在的机械间隙等不得妨碍飞机操纵系统的运动或降低飞机操纵必要的灵敏度，不能影响飞机飞⾏性能品质要求，不能引起颤振等⽓动弹性及空⽓热弹性的不稳定，不应发⽣抖振或共振等。
)．规定了应进⾏的各种试验及其要求设计规范⼀般都明确要求飞机要进⾏静⼒、动⼒和热试验，耐久性和疲劳寿命试验(见第
六章6．7节)，地⾯操作试验，动⼒装置试验，各系统、设备试验，武器使⽤、空中加油、弹射救⽣、应急迫降等特殊试验及空中格⽃试验等。
规范还规定了各种试验所应记录的数据，应分析的项⽬，应提供的报告及提供的⽇期期限等，规范还规定了损伤容限、使⽤寿命、可靠性要求、结构完整性要求等。
总之，飞机设计所需要的⼀切基本主要依据均在规范中作了明确规定，它是飞机设计的主要法定⽂件，⽽规范的好坏将直接影响飞机的设计质量．现在世界各国甚⾄各⼤设计集团、各飞机公司等均有⾃⼰的⼀套飞机设计规范，并根据实际使⽤和发展情况不断增改，使其更加完善适⽤。在设计飞机时就是根据所要设计的飞机类型，按规范规定计算各设计情况的设计载荷，井
⽤此载荷进⾏强度和刚度设计，校核和试验· ．
三、民⽤航空条例的适航标准
1．适航管理条例
飞机在进⾏运输丑其他航空作业肘，须适应各种⽓象、地形。距离、藕荷、飞⾏⾼度．空中交通规则程序等项要求，才能安全、及时和经济地运送旅客、货邮或完成其他飞⾏作业。为了保证飞⾏安全，飞机⾸先要具备相应的适航性能，为此世界各国民航当局对飞机的设计、⽣产、使⽤和维修等都制定了适航标准，规定或审定发证以及实施检查监督，中国⾃1987的6⽉1⽇实施国务脘发布的《中华⼈民共和国民⽤航空器适航管理条例》以来，也逐渐开展了航空器适航管理。具体地讲，适航管理⼯作的主要内容有；
(1)制定各类适航标准和审定监督规则．即针对各类民⽤航空器制定相应的技术性适航标准，制定相应的管理性审定监督规则．
(2)民⽤航空器设计的型号合格审定。适航部门要根据反映最低安全⽔平的适航标准，按严格详细的审定程序对民⽤航空器设计过程和有关的试验或试飞进⾏逐项审查和监督。只有取得了型号合格证的民⽤航空器，才具有投⼊⽣产和使⽤的资格．(3)民⽤航空器制造的⽣产许可审定。适航部门必须对制造⼚的质量保证系统和技术管理系统进⾏全⾯详细的审定，实施制造符合检查．
(4)民⽤航空gS的适航检查。航空器及其各种装置、设备均须处于适航状态，各类技术⽂件合格、齐全，并取得适航部门颁发的航空器适航证书，⽅可投⼊使⽤。
(5)民⽤航空器的持续适航管理。适航部门对民⽤航空器的使⽤者提出明确的要求和使⽤限制，井对其进⾏监督检查．适航部门还须对民⽤航空器的维修单位进⾏审查，对维修⼈员进⾏考核发给执照。
2.适航标准
适航标准是⼀类特殊的技术标准。它是为保证实现民⽤航空器的适航性⽽制定的最低安全标准。适航标准与其他标准不同。适航标准是国家法规的⼀部分，必须严格执⾏．适航标准是通过长期的科学研究和⼯作经验的积累，吸取了历次飞⾏事故的教训，经过必要的验证或论证及公开征求公众意见不断修订⽽成的。⽬前，各国适航标准中较有影响的是美国的FAR、英国的BCAR、欧洲联合航空局的JARH 和前苏联的HJlFC．我国主要参考国际上应⽤最⼴泛的美国适航标准，结合国情⽽制定，并作为《中国民⽤航空条例》(ccAR)的组成部分。我国的适航标准有：《正常类、实⽤类、特技类和通勤类飞机适航标准)> (CCAR—23)，《运输类飞机适航标准~(CCAR—25)，《⼀般类旋翼航空界适航标准))(CCAR—27)，《民⽤航空材料、零部件和机载设备技术标准规定~(CCAR—37)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。

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