民用飞机机头外形设计与研究

摘要本文结合机头外形设计的相关约束条件，分析了机头外形定义的关键参数，提出了一种流线型机头外形设计的方法和思路。

关键词参数化建模；机头外形；民用飞机

1 概述

飞机机头外形为飞机等直段之前部分的外形，包括驾驶舱视窗（主风挡、侧窗）、前起落架舱门、雷达罩和前登机门等部件的外形。机头外形设计其主要目的是为驾驶员提供足够的工作空间，保证驾驶员有良好的视野，满足机载设备的安装空间要求，在满足使用要求的情况下使气动性能最优。

2 机头外形设计相关约束

机头外形设计需要面对多方面的约束，是在矛盾中寻求一种平衡的过程，以下内容对相关约束条件进行了研究。

2.1 内部布置约束

内部布置要求的约束，包括雷达天线的包络面，侧显区域，侧壁区域，平显区域、顶部空间等。与驾驶舱内部布置密切相关的主要有两个因素，即设计眼位和座椅参考点。设计眼位（Design Eye Position）是当驾驶员处于正常驾驶状态，两眼之间连线的中点所在位置，是飞机承制方用于确定驾驶舱内部和外部视野以及驾驶舱几何尺寸而选择的一个设计基点，该点坐标为：（XE，YE，ZE）。座椅参考点（Seat Reference Point）是当座椅受到一个第50百分位数的人体载荷，其坐垫和背垫成压缩状态时，坐垫表面的一条切线与背垫表面的一条切线之间的交点，该点与眼位点位于同一展向站位平面内并通过Les、Hes两个参数确定，地板到座椅参考点的距离由Hsf参数确定。设计眼位处的上、下视线分别由Au，Ad两个参数确定，设计眼位到风挡的距离由Lwe参数确定，风挡的倾斜角度由Aw参数确定，风挡的长度则由风挡与上下视线的交点确定。如图1所示：

《民用飞机驾驶舱视野要求》（HB 7496-97）：标准左驾驶员视野如图2所示，右驾驶员视野对称。《民用飞机驾驶舱座椅设计要求》（HB 7046-94）对驾驶员设计眼位和座椅参考点的相对位置关系要求如图3所示。

2.2 结构设计约束

结构的设计约束主要体现在结构实现方面，需要能法向向内偏置offset >0.02D+25.4mm（D-机身横截面当量直径），再考虑内装饰高度25.4mm，满足结构和内装饰设计基准要求；光滑过渡、没有0厚度部位，便于结构设计制造；为机头框、地板、壁板、雷达罩、风挡、通风窗、观察窗骨架、内装饰设计

飞机结构设计

一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造过程4．飞机的试飞、定型过程三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。六、安全系数：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。八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求九、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。十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、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。十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或按损伤容限／疲劳安全寿命设计。十二、结构完整性及最小重量要求就是指：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，因此也可简称为最小重量要求。十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段

大型飞机复合材料机身结构设计

大型飞机复合材料机身结构设计李晓乐（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083）摘要：本文研究了复合材料在大型飞机机身上的应用。利用相关机身结构数据，进行了结构形式的分析和选择。参照有关规定，针对所设计的飞机机身在气密载荷作用下的情况进行了强度分析，并用这些分析结果来指导复合材料的结构设计。复合材料选择为层合结构。并依据层合复合材料的特性，进行了层合板的铺层角度设计和铺层顺序设计。对所设计的大型飞机复合材料机身结构进行了刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结果，证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。关键词：复合材料；大型飞机；机身结构；刚度 The Structural Design of Composites of Large Airplane Fuselage LI Xiaole (School of Aeronautical Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China) Abstract: This paper discusses the application of composite material in the large airplane fuselage. The concrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existing fuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under the pressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. The degree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed composite fuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that the composites is designed appropriately, and the result can be consulted in the large-aircraft program. Keywords: Composites, Large Airplane, Fuselage Structure, Stiffness 机身是飞机的重要部件之一，它把机翼、尾翼、起落架等部件连接在一起，形成一架完整的飞机。对大型民用飞机来说，机身还能安置空勤组人员、旅客、装载燃油、设备和货物。现代飞机的机身是一种加强的壳体，这种壳体的设计通常称为“半硬壳式设计”。为了防止蒙皮在受压和受剪时失稳，就需要安装隔框、桁条等加强构件[1~2]。随着时代的发展，复合材料在飞机设计中的用量越来越大，除了以前的非承力构件，现在主承力构件上也开始采用大量的复合材料设计。但到现在为止，虽然复合材料的用量有了相应的增加，可飞机机身仍然是有金属参加的[1]。本文针对机身所承受的载荷，确定飞机机身的整体刚度、强度。然后以刚度、强度为基准，设计复合材料的结构形式，并对这种形式的机身进行初步的性能计算，旨在为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供一些参考。 1 机身结构设计作者介绍:李晓乐(1985-), 男, 硕士研究生. ft4331789@https://www.360docs.net/doc/99676748.html,

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。

基于4754A的民用飞机EWIS需求管理分析

基于4754A的民用飞机EWIS需求管理分析本文从网络收集而来，上传到平台为了帮到更多的人，如果您需要使用本文档，请点击下载按钮下载本文档（有偿下载），另外祝您生活愉快，工作顺利，万事如意！现代民用飞机的竞争很大一部分集中在飞机研发能力水平的较量，想要提高民机的研发能力，必须加强研发管理能力和系统集成能力。SA E A R P475 4A 规定的飞机研发流程是被FA A及E A SA承认并推荐的标准流程，其中的需求管理更是整个研发流程的核心。因此，借鉴国外的经验，结合自己的实践，建立一套完整的飞机需求管理体系是每个意图提高民机研发能力的飞机设计部门的迫切需要。 2 0 0 7年底FA A发出的FA R第2 5 -1 2 3号修正案“用于飞机系统/燃油箱安全性的强化适航程序”,首次正式提出了电气线路互联系统(EW I S)的概念，且增加了EW I S适航条款，从此新型飞机的研制必须把EW I S等同于其他功能系统，单独作为一个系统来设计和适航审定。适航需求是主要设计输入，必须在飞机整个研制阶段严格贯彻，且应提供适航需求传递，演变和变更的可追溯性，以及完整的设计过程证据文件。如果整个过程没有很好地记录下来，会严重影响

设计取证工作。因此建立飞机EWIS需求管理体系是适航审定的要求。 1 EWIS需求管理流程概述 E W I S 需求管理的目的是按照S A EA R P 4 75 4A[1]要求，在飞机中实现基于需求的研制过程，将传递的需求作为飞机研制的依据，围绕着需求的捕获、分析、确认、验证和变更等工作，开展相关的研制工作。需求的捕获和生成 EWIS需求的来源主要包括以下几种。 (1) 来自上层的需求即飞机级需求，飞机级需求自上而下向系统分解为系统级需求，系统级需求向下分配为EW I S元器件、组件级需求，进而指导和开展EW I S元器、组件设计。典型的与E W I S 相关的飞机级需求为：“飞机应具有提供和管理能量(包括液压和电能)的能力”，以及“飞机应具有为设备之间提供通讯的能力”。EW I S 需求工程师应在飞机总体专业发布的文件中捕获与EW I S相关的需求。 ( 2 ) 来自公共专业领域的需求，包括适航需求、安全性需求、可靠性需求、维修性需求、电磁防护需求等。其中，适航要求是确保飞机安全飞行的最基本

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；

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

飞机隔框CATIACAD课程设计

沈阳航空航天大学课程设计某机机身14478站位面框CAD设计学院航空航天工程学部专业飞行器制造工程（航空维修）班级学号25 姓名刘华星指导教师秦政琪沈阳航空航天大学 2013年12月

课程设计任务书

摘要某机身14478站位面（站位点）框CAD课程设计，是在飞机数字化技术的基础上，运用飞机构造学、材料力学、互换性与技术测量等知识，查询飞机设计手册、机械设计手册，利用CATIA V520软件进行绘制以及装配设计机身14478站未眠隔框。本次的隔框设计是在环形铝合金框基础上设计的普通框，设计标准是既要满足装配工艺性的要求又要满足互换性的要求。在此次的建模设计中，通过先设计结构树，然后在零件模块和产品模块中，从草图绘制器开始，创建隔框外形、减轻孔等结构，同时可以结合一个实体多个特征完成零件的制作，将创建的不同零件按照配合关系装配在一起形成产品。这个课程设计整体体现了数字化制造的方便快捷性，同时显示出了CATIA软件在飞机制造行业的应用优势和光明的前景。关键词：数字化制造技术；CATIA；隔框；结构工艺性

目录 1 绪论 (1) 1.1 数字化技术发展及前景 (1) 1.2 CATIA软件的使用 (2) 2 框的分析 (4) 2.1 框的分类分析 (4) 2.1.1 普通隔框 (4) 2.1.2 加强隔框 (5) 2.2 框的连接分析 (6) 2.3 框的受力分析 (6) 3 装配设计 (9) 3.1 框的设计 (9) 3.1.1 偏移面的截取 (9) 3.1.2 隔框外形设计 (9) 3.1.3 工艺孔和减轻孔 (10) 3.1.4 桁条缺口 (11) 3.1.5 隔框的剖面形状和厚度 (12) 3.1.6 部分隔框之间的连接 (13) 3.2 角片的设计 (14) 3.3 隔框的装配与协调 (15) 3.3.1 隔框的装配成型 (15) 3.3.2 各零件之间的协调 (15) 3.4 工程制图出图 (16) 4 总结 (17) 参考文献 (18)

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

浅谈民用飞机短舱进气道结构设计

浅谈民用飞机短舱进气道结构设计摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。关键词：进气道结构设计消声设计 0.概述高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。 1.进气道设计要求进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合FAR-36部适航标准的要求。短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。 2.进气道结构设计进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收FBO工况时风扇打出能量。腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。进气道后隔板组件是防鸟撞结构设计的最后一道防线，要保证鸟的撞击不会穿透后隔板打到风扇舱段，后隔板的变形不能引起燃油管路以及其它系统的损坏以危及到飞行的安全。同时，尽管FADEC 位于风扇舱段区而不在进气道内，但是不能允许鸟撞击后隔板变形而接触到FADEC。因此后隔板需要布置一定数量的钛合金材料径向加强肋。后隔板通常也是风扇舱段火区的前向边，因此后隔板需要采用钛合金退火材料且必须布置防

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

民用飞机需求管理技术研究与应用

民用飞机需求管理技术研究与应用【摘要】民用飞机研制是一个复杂的系统工程，在研制过程中会产生大量的需求信息。本文以系统工程V字模型为基础，从需求的分解、需求管理流程、需求的信息架构等几方面论述了民用飞机的需求管理技术，并且通过工具来管理需求文档，实现需求的全生命周期管理。【关键词】需求管理；信息架构；民用飞机引言民用飞机研制是一项产品极其复杂，技术难度很大，质量要求最高的庞大的系统工程。飞机设计从总体方案论证、初步设计、详细设计，到适航取证，各阶段设计期间，需求文件从顶层飞机设计要求，逐步分解出通用技术规范，系统级、子系统级需求文档和接口控制文件，分解过程会产生巨大的需求数量。各需求之间本身具有相互依赖的关系，有下层对上层的支持，既要逐步确定适航审定基础，安全性、维修性等要求需逐步落实，又要不断满足客户对飞机研制需求的多样性和易变性。因此需要采取合理的流程、科学的方法，借助工具平台建立需求信息架构实现需求的全生命周期管理，维护需求与设计、测试之间的跟踪关系，提升需求管理能力，以保持民机从用户需求、系统需求到产品设计和开发等各阶段需求的一致性。需求开发是项目中首先发生并最为重要的活动。要根据需求定义潜在的客户、供应商等所需要的内容，定义为了满足这些需要系统所必需完成的工作。通常客户的需求是多种多样的，甚至有些需求可能相互矛盾，有些需求在项目开始时没有被清楚地定义，有些可能会受其他不能控制的因素制约，有些可能会随时间变化的其他目标的影响，因此，没有相对稳定的需求基础，没有好的需求管理，开发的产品就会陷入困境。 1系统工程V字开发模型系统工程是一种在考虑生命周期、客户需求及设计和工程项目的流程和技术管理的基础上，能实现成功的系统的跨学科的方法和手段。采用系统工程方法保证了系统能够在充分合规的条件下被开发，从而减少可能影响客户需求和飞机安全的错误。图1是一个经典的系统工程的V字模型，其中需求产出物的关联关系体现在整个开发活动的进程。同时反映了开发过程与检验验证过程的关系。V字模型把系统开发分成若干层次，每个层次都有需求，并只关注与相应开发阶段相关的问题。从客户需求开始，到系统需求、子系统需求、组件需求，每一个功能上的需求都被逐步细化，才能便于开发实现。V型模型不仅指导如何分级细化需求，也提出了测试与需求之间的跟踪以及需求之间的跟踪。所以，采用V型开发模型使产品可以更好的满足客户要求，不仅在横向上涵盖客户的所有需求，而且在纵向上被逐级细化。另一方面，使用不同类型的测试可验证各个级别的需求，可以更好地测试到产品的实现细节是否满足了用户的要求。 2 需求管理流程需求管理流程是系统工程的核心流程。采用需求管理流程可确保需求自上而下逐层分解，每层的需求满足上一层次的需求，每一层设计解决方案满足需求，每一层交付的产品满足该层的需求，最后的交付产品满足用户需求。确保从客户需求、飞机顶层、主要系统，到子系统，直至可制造的设备，每个层次被逐步实

北航飞机总体设计第一次作业

第一章 1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。 2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）； 3、Boeing的团队协作戒律有哪些？答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责； 2. 参加所有的团队会议并且准时达到； 3. 按计划分配任务； 4. 倾听并尊重其他成员的观点； 5. 对想法进行批评，而不是对人； 6. 利用并且期待建设性的反馈意见； 7. 建设性地解决争端； 8. 永远致力于争取双赢的局面； 9. 集中注意力—避免导致分裂的行为； 10. 在你不明白的时候提问。 4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？答：高效的团队表现为 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题。

飞机复合材料机身结构设计相关问题--引荐

飞机复合材料机身结构设计相关问题李晓乐（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100083 ）摘要：本文研究了复合材料在大型飞机机身上的应用。利用相关机身结构数据，进行了结构形式的分析和选择。参照有关规定，针对所设计的飞机机身在气密载荷作用下的情况进行了强度分析，并用这些分析结果来指导复合材料的结构设计。复合材料选择为层合结构。并依据层合复合材料的特性，进行了层合板的铺层角度设计和铺层顺序设计。对所设计的大型飞机复合材料机身结构进行了刚度分析，给出了主要构件的应力、应变结果，证明了这种层合复合材料设计是合理可行的，为复合材料在我国大飞机项目上的应用提供了参考。关键词：复合材料；大型飞机；机身结构；刚度 The Structural Design of Composites of Large Airplane Fuselage LI Xiao le (School of Aeronautical Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100083, China) Abstract: This paper discusses the application of composite material in the large airplane fuselage. The concrete form of fuselage was analyzed and determined, which based on the data of some existing fuselage structure. Compared with some standard, the strength of the fuselage was analyzed under the pressure load. The result can conduct the structures design. The laminate of composites was chosen. The degree and the order of composite were also determined. The stiffness of the designed composite fuselage was computed, which also showed the result of strain and stress. Analysis manifested that the composites is designed appropriately, and the result can be consulted in the large-aircraft program. Keywords: Composites, Large Airplane, Fuselage Structure, Stiffness

民用飞机机头外形设计与研究

民用飞机机头外形设计与研究摘要本文结合机头外形设计的相关约束条件，分析了机头外形定义的关键参数，提出了一种流线型机头外形设计的方法和思路。关键词参数化建模；机头外形；民用飞机 1 概述飞机机头外形为飞机等直段之前部分的外形，包括驾驶舱视窗（主风挡、侧窗）、前起落架舱门、雷达罩和前登机门等部件的外形。机头外形设计其主要目的是为驾驶员提供足够的工作空间，保证驾驶员有良好的视野，满足机载设备的安装空间要求，在满足使用要求的情况下使气动性能最优。 2 机头外形设计相关约束机头外形设计需要面对多方面的约束，是在矛盾中寻求一种平衡的过程，以下内容对相关约束条件进行了研究。 2.1 内部布置约束内部布置要求的约束，包括雷达天线的包络面，侧显区域，侧壁区域，平显区域、顶部空间等。与驾驶舱内部布置密切相关的主要有两个因素，即设计眼位和座椅参考点。设计眼位（Design Eye Position）是当驾驶员处于正常驾驶状态，两眼之间连线的中点所在位置，是飞机承制方用于确定驾驶舱内部和外部视野以及驾驶舱几何尺寸而选择的一个设计基点，该点坐标为：（XE，YE，ZE）。座椅参考点（Seat Reference Point）是当座椅受到一个第50百分位数的人体载荷，其坐垫和背垫成压缩状态时，坐垫表面的一条切线与背垫表面的一条切线之间的交点，该点与眼位点位于同一展向站位平面内并通过Les、Hes两个参数确定，地板到座椅参考点的距离由Hsf参数确定。设计眼位处的上、下视线分别由Au，Ad两个参数确定，设计眼位到风挡的距离由Lwe参数确定，风挡的倾斜角度由Aw参数确定，风挡的长度则由风挡与上下视线的交点确定。如图1所示：《民用飞机驾驶舱视野要求》（HB 7496-97）：标准左驾驶员视野如图2所示，右驾驶员视野对称。《民用飞机驾驶舱座椅设计要求》（HB 7046-94）对驾驶员设计眼位和座椅参考点的相对位置关系要求如图3所示。 2.2 结构设计约束结构的设计约束主要体现在结构实现方面，需要能法向向内偏置offset >0.02D+25.4mm（D-机身横截面当量直径），再考虑内装饰高度25.4mm，满足结构和内装饰设计基准要求；光滑过渡、没有0厚度部位，便于结构设计制造；为机头框、地板、壁板、雷达罩、风挡、通风窗、观察窗骨架、内装饰设计

运十飞机结构分析

飞行器结构设计大作业运十飞机的机翼/中央翼及机身设计航空学院01010703班顾天元学号2007302672 巨龙学号2007300184 乔燕涛学号2007300186 马军学号2007300185 2010年6月29日

运十飞机的机翼/中央翼及机身设计前言——有关运十飞机运十是由上海市640研究所设计、上海飞机制造厂制造的四发动机喷气式运输机，运十飞机是中国首次自行设计、自行制造的大型喷气客机。运十的设计很大程度上参考了美国波音公司的波音707。运十飞机的试飞成功，填补了中国航空工业的一项空白，是一项重大科技成果。运十计划采用涡扇-8发动机，飞机最大起飞重量110吨，最大巡航速度974公里/小时，最大实用航程8000公里。客舱按全旅游、混合、全经济三级布置，可分别载客124、149、178人。运十只制成两架，由于各种原因最终没有投产。运十运输机-设计特点：1.有较好的安全性； 2.有较好的速度特性； 3.有较好的经济性； 4.有较好的机场适应性； 5.有较大的使用伸缩性； 6.有较大的发展潜力。运十飞机虽然由于各种原因最终没有投入航线使用，但它在当时的历史条件下，却能取得如此丰硕的成果是很不容易的。因此，研制运十飞机的历史作用是不能低估的，它是我国民机发展的成功的起点。有关运十的一些数据： 1、几何数据翼展L：42.24m 机长：42.93m 机高：13.42m 机翼面积S：244.46㎡ 2、重量数据最大起飞重量：110吨最大着陆重量：83吨使用空重：58吨最大载油重：51吨最大商载：25吨 3、飞行性能数据（使用四台JT3D发动机）最大巡航速度：974km/h 经济巡航速度：917km/h

民用飞机先进制造技术的发展趋势

1.引言近年来，飞机制造技术朝着整体结构轻量化、隐身、高可靠性，长寿命、短周期、低成本及绿色先进制造技术方向发展[1]。以B777、B737–800、A320和A380为代表的机型集中反映了大型客机制造技术的现状，而正在研制发展的A350、波音787更多地采用了先进制造工艺和材料技术以提高飞机的市场竞争力。数字化、自动化、柔性化、精确化制造技术，以及先进材料技术在这些机型中的应用和实践，将整个飞机制造技术水平提高到了一个新的境界。 2.国外民机先进制造技术及发展趋势民机研制在欧、美、俄等发达国家已有近半个世纪的历史，制造技术已经从经验依赖型转向过程模拟、仿真、实时监控、智能化方向发展。尤其是近二十年的发展迅猛，其发展趋势以提高生产率，更快、更好且低成本为目标。 2.1数字化装配技术飞机数字化装配技术涉及飞机设计、零部件制造、装配工艺规划、互换协调技术、数字化测量系统、自动控制和计算机软件等众多先进技术。飞机的装配过程是一项复杂的系统工程，涉及飞机设计、工艺计划、零件生产、部件装配和全机对接总装的全部过程。据统计，飞机装配成本在产品总成本中的比重可达40%，装配工作量一般约占全机工作量的一半。近年来，国外飞机装配技术发展迅速，以A380、B787为代表的大型飞机装配中，采用数字量尺寸协调体系和装配设计技术，通过装配虚拟仿真技术实现装配过程优化，应用柔性装配型架和自动化装配技术实现飞机结构的高质量、高效率和长寿命的装配。大型飞机自动化装配技术已从由单台数控自动钻铆机和数控托架组成的自动钻铆系统向由柔性装配工装、模块化加工单元、数控定位系统（包括机器人）、自动送料系统和数字化检测系统等组成的自动化装配系统发展，大部分基于CATIA平台设计，保证了装配系统与飞机产品的数字化协调。目前国外发展的自动化装配系统主要有柔性机翼壁板装配系统、柔性翼梁装配系统、机身壁板集成单元、机身环铆装配系统和机器人自动化装配系统等。图1为柔性轨道制孔系统。图1柔性轨道制孔系统 2.2复合材料结构制造技术先进复合材料具有高比强、高比模、多功能、各向异性和可设计性、材料与结构的同一性等优异性能。自20世纪60年代问世以来，先进复合材料被广泛应用于民用飞机的各类结构，且应用比例还在不断提高，如图2所示。可以说当今先进的复合材料结构占飞机结构总量比重的多少，在某种程度上成为评价该飞机性能的重要技术指标，也标志着该飞机设计制造厂家（国家）工业技术的先进程度和实力[2]。 2.2.1复合材料整体结构成型技术由于零件数量、紧固件数量和协调/连接装配工作量的减少，同时由于相应钉孔数量下降导致结构承载能力的改善，复合材料结构的减重效果可随整体化程度的提高而显著上升，同时结构成本可大幅度下降。采用整体成型技术还可以减少分段、对接、间隙和台阶，使机体表面光滑完整，整体成型技术使高度翼身融合的结构总体布局实现成为可能。共固化、共胶接和二次胶接是整体结构成型首先要研究发展的最基本、最常用的技术。图2新一代大型民机复合材料应用情况 2.2.2复合材料结构低成本制造技术复合材料结构的应用在带来性能极大提高的同时，也伴随着制造成本上升的高昂代价。为此，降低制造成本已成为促进先进复合材料结构应用发展的决定因素。低成本成型技术主要的发展趋势是液体成型技术、数字化与自动化生产技术以及制造工艺模拟与优化技术。20世纪80年代以后，随着低粘度热固性树脂材料和树脂转移技术的完善，形成了以树脂转移模塑(RTM)工艺为代表的液体成型制造技术体系。RTM工艺方法适合制造梁、肋、框等小型构件。由于RTM技术还存在缺点，因此，近年来又开发了真空辅助树脂注塑成型技术(VARI)。辅助树脂被织物吸收，不仅可降低孔隙率，使预成形纤维更紧密，而且由真空形成的负压，可使树脂沿着真空通路沿预成形体各层面流动，从而充分浸渍纤维，并使纤维/树脂分布均匀。该技术适用于中小尺寸、形状复杂的产品，如A380前后机身部分组件及襟副翼部分肋与铰链，波音787起落架支架[3]。 90年代，出现了树脂膜熔融浸渍(RFI)成型方法，该工艺免去了RTM工艺所需的树脂计量注射设备及双面模具的加工，在制造出优异的制品的同时大大降低了成本。图3是采用RFI工艺制造的机身后压力框。图3RFI成型的机身后压力框 2.2.3复合材料结构三维增强技术目前航空复合材料结构上大量使用二维增强的层压复合材料。由于基体树脂的脆性和材料厚度方向性能的薄弱状态，此类结构存在抗冲击性能低弱和损伤容限问题，不能满足新型飞机的高性能要求。解决此类问题应从两方面入手，一是开发应用高韧性基体树脂来改善复合材料结构的抗冲击性能，二是通过三维编织、缝合技术或纵向加强技术（Z-pining）在Z向引入增强纤维来实现。三维编织法采用纺织技术将增强纤维制成三维预成型体，然后通过树脂转移方法成型构件，克服了二维编织厚度方向强度低的问题。缝合技术是在制造过程中，将未浸渍树脂的平面织物铺叠后采用特殊的缝合设备按工艺参数进行缝合，然后通过树脂转移方法成型复合材料结构，A380后机身压力隔框采用的就是该技术[3]。民用飞机先进制造技术的发展趋势上海飞机设计研究院石霞琳［摘要］本文论述了国外民用飞机制造业在数字化装配技术、复合材料结构制造技术、大型整体结构件制造技术、精密钣金成形技术及焊接技术方面的发展趋势，并对我国民机制造业的发展提出了合理化建议。［关键词］民用飞机制造发展趋势— —348