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民用飞机前轮转弯系统转弯指令设计考虑

民用飞机前轮转弯系统转弯指令设计考虑

科技资讯2016 NO.15SCIENCE & TECHNOLOGY INFORMATION工 业 技 术62科技资讯 SCIENCE & TECHNOLOGY INFORMATION某型飞机在侧风低速滑行时,飞行员使用转弯脚蹬控制方向,在使用转弯手轮进行接管时,出现机轮回中,转弯不平滑的现象。

经过调查发现,引起机轮回中,转弯不平滑的原因为该型飞机转弯手轮超控脚蹬指令,转弯手轮指令与转弯脚蹬指令不叠加,造成手轮接管时,转弯控制组件接收手轮的指令而使机轮回中的现象。

由于电传操纵系统在稳定性、操纵性以及响应性的优势,大多数民航飞机的转弯系统都采用电传操纵系统。

该文针对电传控制的前轮转弯系统转弯脚蹬指令和转弯手轮指令相互关系进行了分析,希望能为国内民机前轮转弯控制系统设计上提供技术支持。

1 系统原理分析目前民机前轮转弯控制系统采用数字式电传转弯技术,由转弯手轮、转弯控制组件SCU、转弯控制阀、转弯位移传感器、齿轮齿条机构和转弯解除开关等组成,具有电控转弯、减摆及转弯解除等功能[1]。

某型飞机前轮转弯系统脚蹬指令与手轮指令关系,如图1所示。

某型飞机转弯系统需求定义中,SCU控制通道处理的指令由手轮指令或脚蹬指令生成。

手轮转弯优先于脚蹬转弯,转弯手轮可超控脚蹬。

手轮指令与脚蹬指令不叠加。

仅转弯脚蹬指令输出时,转弯系统执行脚蹬指令输出,仅转弯手轮指令输出时,转弯系统执行转弯手轮指令输出,当转弯脚蹬指令+转弯手轮指令输出时,手轮指令优先于脚蹬指令,转弯系统执行手轮指令输出。

1.1 手轮转弯当机轮速度小于20kt时,前轮最大转弯角度为±66°,当机轮速度大于40kt时,前轮最大转弯角度为±8°,最大转弯角度与机轮速度关系如图2所示。

当机轮小于20kt,前轮偏转角度是手轮偏转角度的函数而不是线性关系,如图3所示。

1.2 脚蹬转弯飞机共有两套脚蹬,分别安装在左飞行员座椅和右飞行员座椅前方。

全球十大超级直升机

全球十大超级直升机

全球⼗⼤超级直升机 平常⼈很难接触到直升机这⼀交通⼯具,现在⼩编就为⼤家介绍⼀些直升机⾥头的“⼤家伙” 1.西科斯基公司研制的CH-53系列超级种马直升机 倾转旋翼机的出现使得直升机和飞机之间的界限变得模糊,在军⽤和民⽤领域发挥了重要作⽤。

图中显⽰的CH-53系列直升机在1981年研制成功,到⽬前为⽌衍⽣了多种型号,最⼤起飞重量达到33吨,媲美⼀架重型战⽃机的重量,可进⾏空中加油作业。

2. 被喻为直升机中霸主的MIL V-12直升机 前苏联⽶⾥设计局是重型直升机的摇篮,虽然MIL V-12没有投⼊⽣产,但是它是迄今世界上建造过最⼤的直升机,起飞重量达到100吨以上。

1969年8⽉6⽇,V-12验证机创造了44吨爬升2255⽶的世界纪录,⽶⾥设计局是直升机设计局中⽆可匹敌的佼佼者。

3. 莫斯科直升机⼚制造的Mi-26直升机 该直升机起飞重量可达到28吨,1999年10⽉,Mi-26直升机将25吨的冰块从西伯利亚运输到哈坦加,科学家⽤这些冰块保存猛犸象遗骸。

Mi-26直升机拥有⼋桨叶旋翼系统,直径达到32⽶,最⾼速度为295公⾥/⼩时,⽬前仍然是俄罗斯、乌克兰和印度的主要空中⼒量。

4. Mi-10超级直升机 从外形上看,此类直升机就是⼀种“天空起重机”,事实上Mi-10直升机可携带15吨的货物。

Mi-10直升机在1960年代⾸飞,酷似⼀只巨⼤的⾍⼦。

5. MI-6直升机是当时最快的重型直升机之⼀ 1957年9⽉5⽇,⽶⾥设计局试飞了MI-6直升机,最⾼时速可达300公⾥/⼩时,负责运输90名乘客或者70名空降兵,可携带12吨的货物。

6. 贝尔-波⾳研制的V-22鱼鹰倾转旋翼机 V-22不仅具有飞机的特点,也有旋翼机的优点,作为⼀种开创性设计的飞⾏器,倾转旋翼可完成垂直起飞和降落的任务,还可拥有普通螺旋桨飞机的速度。

五⾓⼤楼计划建造458 架V-22鱼鹰倾转旋翼机,最⾼时速为509公⾥/⼩时。

航概复习必备-(电子版)

航概复习必备-(电子版)

航空航天概论复习指南BUAA-SEM北京航空航天大学经济管理学院 15081050 李永威/主编1.宇航员王亚平在太空进行中国首次太空授课。

2.中国第一位女航员刘洋乘坐神舟九号飞船于2012年进入太空。

3.2011年11月与天宫一号目标飞行器进行首次空间无人交会对接的是神州八号。

4.中国首颗数据中继卫星天链一号发射成功是在2008年。

翟志刚乘坐神舟七号飞船进行首次出舱活动,成为中国太空行走第一人。

5.中国首架自主知识产权的涡扇支线客机ARJ21-700在上海首飞成功!6.嫦娥一号月球探测卫星由长征三号甲运载火箭发射。

嫦娥一号月球探测卫星的发射时间2007年十月24日,西昌。

7.二零零七年二月二十六日国务院正式批准中国大飞机国家重大专项立项,这标志中国大型民用客机和大型运输机进入工程研制阶段。

8.二零零五年十月把中国神舟六号载人飞船送上太空的火箭是长征二号f。

9.神舟五号飞船于2003年十月15日成功发射!把中国载人飞船神舟五号送上太空的火箭是长征二号f。

10.航空是指载人和不载人飞行器在地球大气层内的航行活动。

11.航天是指载人和不载人的航天器在地球大气层外的航行活动。

12.中国孔明灯是现代热气球的雏形。

轻于空气的航空器靠空气的静浮力升空。

13.静动升力组合飞艇,静升力占总升力的60%到70%。

重于空气的航空器考与空气相对运动产生升力。

14.飞机动力的装置核心发动机。

滑翔机是指无动力装置的重于空气的固定翼航空器。

15.轻型直升机一般采用滑橇式起落架。

多数直升机采用轮式起落架。

16.具有隐身性能的直升机美国科曼奇。

17.美国贝尔研制的v22鱼鹰属于倾旋转翼机。

18.中国春秋时期的风筝被看为现代飞机的雏形。

19.1783年11月21日两个法国人完成人类首次乘坐航空器飞行的伟大壮举。

20.飞机诞生之前在操纵稳定方面作出突出贡献的是德国的李林达尔。

21.1903年12月17日,美国的莱特兄弟驾驶自己制造的飞机,实现了人类最早的持续动力可控飞行。

飞机基本参数数据

飞机基本参数数据

飞机基本参数数据飞机基本参数数据是指描述飞机性能和特征的一系列重要数据。

这些数据对于飞机的设计、生产、运营和维护都具有重要的参考价值。

下面将详细介绍飞机基本参数数据的内容和相关信息。

1. 机型和制造商信息:- 机型:A320neo- 制造商:空中客车(Airbus)2. 尺寸和重量:- 机身长度:37.57米- 翼展:35.80米- 机高:11.76米- 最大起飞重量:79,000千克- 最大着陆重量:66,000千克- 最大零燃油重量:62,500千克- 最大货物载重量:21,000千克3. 发动机和推力:- 发动机型号:PW1100G-JM- 发动机制造商:普惠(Pratt & Whitney)- 最大推力:27,000磅(每台发动机)4. 航程和速度:- 最大巡航速度:Mach 0.82(约为1,013千米/小时)- 最大航程:6,000千米- 最大飞行高度:12,000米5. 座位布局和乘客容量:- 座位布局:典型的两舱布局,包括商务舱和经济舱- 最大乘客容量:约180人(具体数量取决于航空公司的配置)6. 燃油容量和燃油效率:- 燃油容量:24,210升- 燃油效率:每百公里每乘客消耗约2.5升燃油7. 起飞和着陆性能:- 最小起飞距离:1,460米- 最小着陆距离:1,240米- 最大悬停高度:3,048米8. 其他性能指标:- 最大爬升率:3,300米/分钟- 最大下降速率:2,000米/分钟- 最大速度:Mach 0.89(约为1,096千米/小时)9. 航电设备和自动驾驶能力:- 航电设备:配备先进的航空电子设备,包括全球导航卫星系统(GNSS)、机载导航系统(FMS)等- 自动驾驶能力:具备自动驾驶功能,可进行自动起飞、巡航和着陆等操作10. 飞机适航性:- 适航认证:符合国际民航组织(ICAO)和各国民航局的适航标准- 运营限制:根据适航认证和航空公司的规定,对飞机的运营范围和限制进行规定以上是关于飞机基本参数数据的详细介绍。

中国图书馆分类号完整细目(航空航天)

中国图书馆分类号完整细目(航空航天)

├ V 航空、航天│ ├ V1 航空、航天技术的研究与探索│ │ ├ V11 航空、航天的发展与空间探索│ │ └ V19 航空、航天的应用│ ├ V2 航空│ │ ├ V21 基础理论及试验│ │ │ ├ V211 空气动力学│ │ │ │ ├ V211.1 理论空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.1+2 磁流体力学│ │ │ │ │ ├ V211.1+3 不可压理想流│ │ │ │ │ ├ V211.1+4 可压缩流│ │ │ │ │ ├ V211.1+5 非定常空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.1+7 多相流体力学│ │ │ │ │ ├ V211.1+8 粘性流│ │ │ │ │ ├ V211.1+9 附面层│ │ │ │ │ ├ V211.22 空气热化学│ │ │ │ │ ├ V211.24 空气动力学特性│ │ │ │ │ └ V211.25 稀薄空气动力学│ │ │ │ ├ V211.3 计算空气动力学│ │ │ │ ├ V211.4 飞机空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.41 机翼空气动力学│ │ │ │ │ │ ├ V211.41+1 机翼理论│ │ │ │ │ │ └ V211.41+2 翼剖面空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.42 机身空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.43 各种操纵面的空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.44 螺旋桨空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.45 涵道风扇空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.46 航空器部件空气动力干扰│ │ │ │ │ ├ V211.47 气动弹性│ │ │ │ │ └ V211.48 进气道│ │ │ │ ├ V211.5 各类型航空器空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.51 水上飞机空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.52 直升飞机、旋翼机空气动力学││ │ │ │ ├ V211.53 垂直、短距起落飞机空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.54 飞艇空气动力学│ │ │ │ │ └ V211.59 其他航空器空气动力学│ │ │ │ ├ V211.7 实验空气动力学│ │ │ │ │ ├ V211.71 实验理论和方法│ │ │ │ │ ├ V211.72 实验设备│ │ │ │ │ ├ V211.73 模拟试验及设备│ │ │ │ │ ├ V211.74 风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+1 闭式回路风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+2 开式回路风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+3 密度风洞、变压风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+4 电弧加热风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+5 等离子体风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+6 低紊流度风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+7 全尺寸风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+8 立式风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.74+9 自由飞行风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.751 激波管、激波风洞、水风洞│ │ │ │ │ │ ├ V211.752 风洞测量仪器、设备│ │ │ │ │ │ ├ V211.753 其他风洞实验│ │ │ │ │ │ └ V211.754 风洞部件││ │ │ │ ├ V211.76 水槽│ │ │ │ │ ├ V211.78 实验用模型│ │ │ │ │ └ V211.79 其他│ │ │ │ └ [V211.6] 航空发动机气体力学│ │ │ ├ V212 飞行力学│ │ │ │ ├ V212.1 飞机飞行力学│ │ │ │ │ ├ V212.11 飞机气动力计算│ │ │ │ │ ├ V212.12 稳定性与操纵性│ │ │ │ │ │ ├ V212.12+1 稳定性│ │ │ │ │ │ └ V212.12+8 操纵性│ │ │ │ │ └ V212.13 飞行性能│ │ │ │ │ ├ V212.13+1 起飞性能、着陆性能│ │ │ │ │ ├ V212.13+3 速度性能、升降性能│ │ │ │ │ ├ V212.13+4 续航性能│ │ │ │ │ └ V212.13+5 机动性能│ │ │ │ ├ V212.4 直升机、旋翼机飞行力学│ │ │ │ └ V212.5 垂直、短距起落飞机飞行力学│ │ │ ├ V214 航空器结构力学│ │ │ │ ├ V214.1 结构分析与计算│ │ │ │ │ ├ V214.1+1 机翼和尾翼│ │ │ │ │ ├ V214.1+2 机身│ │ │ │ │ ├ V214.1+3 起落架│ │ │ │ │ ├ V214.1+4 座舱│ │ │ │ │ └ V214.19 结构的最优设计│ │ │ │ ├ V214.2 杆系结构│ │ │ │ ├ V214.3 板、壳、梁│ │ │ │ │ ├ V214.3+1 基础理论│ │ │ │ │ ├ V214.3+2 应力、应变和变形│ │ │ │ │ ├ V214.3+3 振动│ │ │ │ │ ├ V214.3+4 稳定性│ │ │ │ │ ├ V214.3+5 板│ │ │ │ │ ├ V214.3+6 壳│ │ │ │ │ └ V214.3+7 梁│ │ │ │ ├ V214.4 薄壁结构│ │ │ │ │ ├ V214.4+1 应力及变形计算│ │ │ │ │ ├ V214.4+2 振动与稳定性│ │ │ │ │ └ V214.4+3 非线性静动力分析│ │ │ │ ├ V214.5 整体结构│ │ │ │ ├ V214.6 蜂窝夹层结构│ │ │ │ ├ V214.7 胶结结构│ │ │ │ ├ V214.8 复合材料结构│ │ │ │ └ V214.9 其他特殊结构│ │ │ ├ V215 航空器强度计算│ │ │ │ ├ V215.1 外载荷、安全系数及强度规范│ │ │ │ ├ V215.2 飞机强度计算│ │ │ │ │ ├ V215.2+1 机翼、尾翼零件与结构强度计算│ │ │ │ │ ├ V215.2+2 机身、座舱与尾撑强度计算│ │ │ │ │ ├ V215.2+3 起落架强度计算│ │ │ │ │ ├ V215.2+4 动力装置强度计算│ │ │ │ │ └ V215.2+5 操纵系统强度计算│ │ │ │ ├ V215.3 气动弹性力学│ │ │ │ │ ├ V215.3+2 变形扩大及载荷分布│ │ │ │ │ ├ V215.3+3 反操纵及操纵效率│ │ │ │ │ ├ V215.3+4 颤振│ │ │ │ │ ├ V215.3+5 飞机及其部件的动力感应│ │ │ │ │ └ V215.3+6 尾翼抖振│ │ │ │ ├ V215.4 飞机的热强度计算│ │ │ │ ├ V215.5 飞机的疲劳│ │ │ │ │ ├ V215.5+1 飞机疲劳载荷的测定与统计│ │ │ │ │ ├ V215.5+2 飞机结构的疲劳及其计算│ │ │ │ │ ├ V215.5+4 热疲劳│ │ │ │ │ ├ V215.5+5 零件疲劳│ │ │ │ │ └ V215.5+6 直升机旋翼的疲劳│ ││ │ ├ V215.6 飞机断裂力学│ │ │ │ ├ V215.7 飞机可靠性分析│ │ │ │ └ V215.9 其他航空器的强度计算│ │ │ ├ V216 航空器地面试验│ │ │ │ ├ V216.1 静力试验│ │ │ │ │ ├ V216.1+1 强度试验│ │ │ │ │ ├ V216.1+2 刚度试验│ │ │ │ │ ├ V216.1+3 稳定性试验│ │ │ │ │ └ V216.1+4 气密强度试验│ │ │ │ ├ V216.2 动力试验│ │ │ │ │ ├ V216.2+1 振动试验│ │ │ │ │ ├ V216.2+2 摆振试验│ │ │ │ │ ├ V216.2+3 落震试验│ │ │ │ │ ├ V216.2+4 颤振模型试验│ │ │ │ │ └ V216.2+5 颤振实物试验│ │ │ │ ├ V216.4 热强度试验│ │ │ │ │ ├ V216.4+1 热应力试验│ │ │ │ │ ├ V216.4+2 热皱损试验│ │ │ │ │ ├ V216.4+3 热疲劳试验│ │ │ │ │ ├ V216.4+4 热形变(变形)、破坏试验│ │ │ │ │ └ V216.4+5 高温蠕变试验│ │ │ │ ├ V216.5 各种环境试验│ │ │ │ │ ├ V216.5+1 环境条件│ │ │ │ │ ├ V216.5+2 恒温、恒湿、恒压试验│ │ │ │ │ ├ V216.5+3 热冲压试验│ │ │ │ │ ├ V216.5+4 噪音试验│ │ │ │ │ ├ V216.5+5 冲击试验│ │ │ │ │ ├ V216.5+6 加速度试验│ │ │ │ │ └ V216.5+7 综合环境试验│ │ │ │ ├ V216.7 飞行模拟试验│ │ │ │ └ V216.8 各种试验设备和仪器│ │ │ ├ V217 飞行试验│ │ │ │ ├ V217+.1 飞行试验理论│ │ │ │ ├ V217+.2 飞行试验设备│ │ │ │ │ ├ V217+.21 地面设备│ │ │ │ │ └ V217+.22 飞机上的设备│ │ │ │ ├ V217+.3 飞行试验项目│ │ │ │ │ ├ V217+.31 性能试验│ │ │ │ │ ├ V217+.32 载荷试验│ │ │ │ │ ├ V217+.33 操纵性和稳定性试验│ │ │ │ │ └ V217+.39 其他试验│ │ │ │ └ V217+.4 实验用模型的设计与制造│ │ │ ├ V218 航空器隐身技术│ │ │ └ V219 相关学科的应用│ │ ├ V22 飞机构造与设计│ │ │ ├ V221 总体设计│ │ │ │ ├ V221+.1 统计数据│ │ │ │ ├ V221+.2 飞机型式选择│ │ │ │ ├ V221+.3 气动布局│ │ │ │ ├ V221+.4 部位安排│ │ │ │ ├ V221+.5 重量估算及重心定位│ │ │ │ ├ V221+.6 主要参数确定│ │ │ │ ├ V221+.7 型号需求预测│ │ │ │ ├ V221+.8 设计方案可行性研究│ │ │ │ ├ V221+.91 战术或使用技术要求│ │ │ │ └ V221+.92 计算机辅助设计│ │ │ ├ V222 各部件构造与设计(总论)│ │ │ ├ V223 机身、座舱│ │ │ │ ├ V223+.2 客舱、货舱│ │ │ │ ├ V223+.3 气密座舱│ │ │ │ ├ V223+.4 应急离机设备│ │ │ │ ├ V223+.5 炸弹舱│ │ │ │ ├ V223+.6 座舱盖、整流片、整流罩│ │ │ │ ├ V223+.7 机上服务设施│ │ │ │ ├ V223+.8 水上飞机船身│ │ │ │ └ V223+.9 门窗│ │ │ ├ V224 机翼│ │ │ │ ├ V224+.1 中翼│ │ │ │ ├ V224+.2 发动机短舱│ │ │ │ ├ V224+.3 外翼│ │ │ │ ├ V224+.4 翼上辅助装置│ │ │ │ └ V224+.5 增升装置│ │ │ ├ V225 稳定与操纵面│ │ │ │ ├ V225+.1 平尾│ │ │ │ ├ V225+.2 垂尾│ │ │ │ ├ V225+.3 副翼│ │ │ │ ├ V225+.4 减速板、扰流器│ │ │ │ └ V225+.5 鸭翼│ │ │ ├ V226 起落装置│ │ │ │ ├ V226+.1 起落架参数│ │ │ │ ├ V226+.2 起落架减震器│ │ │ │ ├ V226+.3 主起落架│ │ │ │ ├ V226+.4 前起落架│ │ │ │ ├ V226+.5 尾轮、尾橇、后支撑座│ │ │ │ ├ V226+.6 机轮│ │ │ │ ├ V226+.7 雪橇、浮筒│ │ │ │ └ V226+.8 轮胎│ │ │ ├ V227 操纵系统│ │ │ │ ├ V227+.1 手操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.2 脚操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.3 调整片操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.4 起落架收放操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.5 起落架刹车操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.6 襟翼操纵装置│ │ │ │ ├ V227+.7 空气刹车装置│ │ │ │ ├ V227+.8 动力式操纵│ │ │ │ │ ├ V227+.81 气动式│ │ │ │ │ ├ V227+.82 液压式│ │ │ │ │ ├ V227+.83 电气式│ │ │ │ │ ├ V227+.84 喷气操纵│ │ │ │ │ └ V227+.85 混合式操纵│ │ │ ├ V228 动力装置│ │ │ │ ├ V228.1 燃料供给系统│ │ │ │ │ ├ V228.1+1 燃油箱及连接装置│ │ │ │ │ ├ V228.1+2 燃油流动自动控制装置│ │ │ │ │ ├ V228.1+3 倒飞回油活门│ │ │ │ │ ├ V228.1+4 增压油泵│ │ │ │ │ ├ V228.1+5 燃油滤清器│ │ │ │ │ ├ V228.1+6 燃油管路安装│ │ │ │ │ └ V228.1+7 空中加油装置│ │ │ │ ├ V228.2 润滑系统│ │ │ │ │ ├ V228.2+1 滑油箱│ │ │ │ │ ├ V228.2+2 滑油泵│ │ │ │ │ ├ V228.2+3 滑油滤清器│ │ │ │ │ ├ V228.2+4 滑油散热器(滑油冷却器)│ │ │ │ │ ├ V228.2+5 滑油调节装置│ │ │ │ │ ├ V228.2+6 滑油管路安装│ │ │ │ │ └ V228.2+7 回油系统│ │ │ │ ├ V228.3 冷却系统│ │ │ │ ├ V228.4 发动机安装和发动机架│ │ │ │ ├ V228.5 发动机和螺旋桨传动装置│ │ │ │ ├ V228.6 防火机构│ │ │ │ ├ V228.7 进气、排气系统│ │ │ │ │ ├ V228.7+1 进气口、进气道防冰系统│ │ │ │ │ ├ V228.7+2 进气增压装置│ │ │ │ │ ├ V228.7+3 排气管、排气口│ │ │ │ │ └ V228.7+4 反推力、推力换向装置│ │ │ │ ├ V228.8 发动机整流罩、螺旋桨帽、桨轴│ │ │ │ └ V228.9 螺旋桨变距机构│ │ │ └ V229 航空机械元件、标准件、型材│ │ │ ├ V229+.1 紧固件及锁紧装置│ │ │ ├ V229+.2 轴及轴承│ │ │ ├ V229+.3 拉杆、钢索、滑轮│ │ │ ├ V229+.4 铰链、合页、锁扣│ │ │ ├ V229+.5 管及管接头、阀门、卡箍│ │ │ ├ V229+.6 型材│ │ │ ├ V229+.7 复合材料及夹层元件│ │ │ ├ V229+.8 焊接接头│ │ │ └ V229+.9 胶接接头│ │ ├ V23 航空发动机(推进系统)│ │ │ ├ V231 发动机原理│ │ │ │ ├ V231.1 热力学、传热│ │ │ │ │ ├ V231.1+1 热力学│ │ │ │ │ ├ V231.1+2 热力性能│ │ │ │ │ ├ V231.1+3 热传导│ │ │ │ │ ├ V231.1+4 热的物理效应│ │ │ │ │ ├ V231.1+5 热的化学效应│ │ │ │ │ └ V231.1+6 热装置│ │ │ │ ├ V231.2 燃烧理论│ │ │ │ │ ├ V231.2+1 紊流及层流│ │ │ │ │ ├ V231.2+2 爆震│ │ │ │ │ ├ V231.2+3 燃料的雾化│ │ │ │ │ ├ V231.2+4 着火与自燃│ │ │ │ │ ├ V231.2+5 燃烧生成物│ │ │ │ │ └ V231.2+6 特殊条件下的燃烧│ │ │ │ ├ V231.3 航空发动机气体力学│ │ │ │ └ V231.9 发动机结构力学│ │ │ │ ├ V231.91 强度理论与计算│ │ │ │ ├ V231.92 振动理论与计算│ │ │ │ ├ V231.95 疲劳与断裂│ │ │ │ └ V231.96 转子动力学│ │ │ ├ V232 发动机零部件│ │ │ │ ├ V232.1 杆│ │ │ │ ├ V232.2 轴│ │ │ │ ├ V232.3 盘│ │ │ │ ├ V232.4 叶片│ │ │ │ ├ V232.5 圆筒│ │ │ │ ├ V232.6 薄壳│ │ │ │ ├ V232.7 连接件│ │ │ │ ├ V232.8 齿轮│ │ │ │ └ V232.9 套齿与键│ │ │ ├ V233 发动机附件系统│ │ │ │ ├ V233.1 传动系统│ │ │ │ │ ├ V233.1+1 传动原理│ │ │ │ │ ├ V233.1+2 构件│ ││ │ │ ├ V233.1+3 活塞式发动机附件传动│ │ │ │ │ ├ V233.1+4 空气喷气发动机附件传动│ │ │ │ │ ├ V233.1+6 核能发动机附件传动│ │ │ │ │ └ V233.1+9 其他发动机附件传动│ │ │ │ ├ V233.2 供油系统│ │ │ │ │ ├ V233.2+1 原理│ │ │ │ │ ├ V233.2+2 构件│ │ │ │ │ ├ V233.2+3 活塞式发动机供油系统│ │ │ │ │ ├ V233.2+4 空气喷气发动机供油系统│ │ │ │ │ └ V233.2+9 其他发动机供油系统│ │ │ │ ├ V233.3 点火系统│ │ │ │ │ ├ V233.3+1 原理│ │ │ │ │ ├ V233.3+2 构件│ │ │ │ │ │ ├ V233.3+22 发电机│ │ ││ │ │ ├ V233.3+23 电嘴│ │ │ │ │ │ ├ V233.3+24 点火线圈│ │ │ │ │ │ ├ V233.3+25 高压磁电机│ │ │ │ │ │ ├ V233.3+26 分析器│ │ │ │ │ │ ├ V233.3+27 点火装置│ │ │ │ │ │ └ V233.3+28 电热设备│ │ │ │ │ ├ V233.3+3 活塞式发动机点火系统│ │ │ │ │ ├ V233.3+4 空气喷气发动机点火系统│ │ │ │ │ └ V233.3+9 其他发动机点火系统│ │ │ │ ├ V233.4 润滑系统│ │ │ │ │ ├ V233.4+1 原理│ │ │ │ │ ├ V233.4+2 构件│ │ │ │ │ ├ V233.4+3 活塞式发动机润滑系统│ │ │ │ │ ├ V233.4+4 空气喷气发动机润滑系统│ │ │ │ │ ├ V233.4+5 航空用轴承│ │ │ │ │ │ ├ V233.4+51 高温轴承│ │ │ │ │ │ └ V233.4+53 高速轴承│ │ │ │ │ └ V233.4+9 其他发动机润滑系统│ │ │ │ ├ V233.5 冷却系统│ │ │ │ │ ├ V233.5+1 原理│ │ │ │ │ ├ V233.5+2 构件│ │ │ │ │ ├ V233.5+3 活塞式发动机冷却系统│ │ │ │ │ ├ V233.5+4 空气喷气发动机冷却系统│ │ │ │ │ └ V233.5+9 其他发动机冷却系统│ │ │ │ ├ V233.6 起动系统│ │ │ │ │ ├ V233.6+1 原理│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+11 电动起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+12 火药起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+13 压缩空气起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+14 涡轮起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+15 空气燃料起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+16 冲击式起动│ │ │ │ │ │ ├ V233.6+17 液压起动│ │ │ │ │ │ └ V233.6+18 惯性起动│ │ │ │ │ ├ V233.6+2 活塞式发动机起动系统│ │ │ │ │ ├ V233.6+3 空气喷气发动机起动系统│ │ │ │ │ └ V233.6+9 其他发动机起动系统│ │ │ │ ├ V233.7 自动控制系统│ │ │ │ │ ├ V233.7+1 理论│ │ │ │ │ ├ V233.7+2 构件│ │ │ │ │ ├ V233.7+3 控制器、自动器元件│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+31 敏感元件│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+33 随动机构│ │ │ │ │ │ └ V233.7+34 稳定装置│ │ │ │ │ ├ V233.7+4 活塞式发动机自动调节系统与装置│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+41 调节系统工作原理│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+42 转速自动调节器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+43 压力自动调节器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+44 混合自动调节器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+45温度自动调节器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+46 喷水自动调节器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+47 自动灭火器│ │ │ │ │ │ └ V233.7+48 多机协调操纵装置│ │ │ │ │ ├ V233.7+5 喷气发动机自动控制系统与装置│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+51 控制系统工作原理│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+52 转速自动控制器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+53 燃料流量自动控制器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+54 温度控制器│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+55 进出气道控制│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+56 加力燃烧室的控制│ │ │ │ │ │ ├ V233.7+57 尾喷管控制│ │ │ │ │ │ └ V233.7+59 涡轮螺旋桨发动机的控制│ │ │ │ │ └ V233.7+9 其他发动机的控制│ │ │ │ ├ V233.8 统一操纵系统│ │ │ │ ├ V233.91 液压系统│ │ │ │ ├ V233.93 冷气系统│ │ │ │ ├ V233.94 发动机防冰系统│ │ │ │ └ V233.95 防喘振系统│ │ │ ├ V234 活塞式发动机│ │ │ │ ├ V234+.1 原理│ │ │ │ └ V234+.2 构造│ │ │ ├ V235 空气喷气式发动机││ │ │ ├ V235.1 燃气涡轮发动机│ │ │ │ │ ├ V235.11 涡轮喷气发动机│ │ │ │ │ │ ├ V235.11+1 原理│ │ │ │ │ │ └ V235.11+3 构件│ │ │ │ │ ├ V235.12 涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机│ │ │ │ │ │ ├ V235.12+1 原理│ │ │ │ │ │ └ V235.12+3 构件│ │ │ │ │ ├ V235.13 涡轮风扇发动机│ │ │ │ │ │ ├ V235.13+1 原理│ │ │ │ │ │ └ V235.13+3 构件│ │ │ │ │ ├ V235.14 燃气发生器│ │ │ │ │ ├ V235.15 推力换向发动机│ │ │ │ │ └ V235.16 可变几何发动机│ │ │ │ ├ V235.2 无压气机发动机│ │ │ │ │ ├ V235.21 冲压喷气发动机│ │ │ │ │ │ ├ V235.21+1 原理│ │ │ │ │ │ └ V235.21+3 构件│ │ │ │ │ └ V235.22 脉动式喷气发动机│ │ │ │ │ ├ V235.22+1 原理│ │ │ │ │ └ V235.22+3 构件│ │ │ │ ├ V235.3 升力风扇发动机│ │ │ │ └ V235.4 垂直推力发动机│ │ │ ├ V236 组合式发动机│ │ │ ├ V237 特种能源发动机│ │ │ ├ V239 航空发动机在其他方面的应用│ │ │ └ [V238] 火箭发动机│ │ ├ V24 航空仪表、航空设备、飞行控制与导航│ │ │ ├ V241 航空仪表、航空设备│ │ │ │ ├ V241.0 一般性问题│ │ │ │ │ ├ V241.01 基础理论│ │ │ │ │ ├ V241.02 设计、计算、制图│ │ │ │ │ ├ V241.03 结构│ │ │ │ │ ├ V241.04 材料│ │ │ │ │ ├ V241.05 制造、装配│ │ │ │ │ ├ V241.06 试验与试验设备│ │ │ │ │ └ V241.07 使用、维修、保养│ │ │ │ ├ V241.4 飞行仪表及自动器│ │ │ │ │ ├ V241.4+2 高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+21 气压高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+22 光学高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+23 无线电高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+24 高度-升降速度指示器│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+25 半导体传感高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+26 离子高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+27 同位素高度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+28 激光高度表│ │ │ │ ││ └ V241.4+29 其他│ │ │ │ │ ├ V241.4+3 速度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+31 升降速度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+32 空速表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+33 对地速度表│ │ │ │ │ │ ├ V241.4+34 真实速度表│ │ │ │ │ │ └ V241.4+39 其他│ │ │ │ │ ├ V241.4+4 综合仪表│ │ │ │ │ ├ V241.4+5 加速度表│ │ │ │ │ ├ V241.4+6 转弯、滑行指示器│ │ │ │ │ ├ V241.4+7 迎角指示器│ │ │ │ │ └ V241.4+8 自动驾驶仪│ │ │ │ ├ V241.5 陀螺仪表│ │ │ │ │ ├ V241.5+2 陀螺仪表:按自由度分│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+21 单自由度陀螺仪│ │ │ ││ │ └ V241.5+22 二自由度陀螺仪│ │ │ │ │ ├ V241.5+3 陀螺仪表:按功能分│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+31 积分陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+32 微分陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+33 角速度陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+34 方位陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+35 垂直陀螺仪│ ││ │ │ │ └ V241.5+36 陀螺稳定器陀螺仪│ │ │ │ │ ├ V241.5+4 陀螺仪表:按能源分│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+41 气动陀螺仪│ │ │ │ │ │ └ V241.5+42 电动陀螺仪│ │ │ │ │ ├ V241.5+5 陀螺仪表:按结构、原理分│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+51 滚珠、轴承陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+52液浮陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+53 自由转子陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+54 振动陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+55 流体转子陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+56 射流陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+57 核陀螺仪│ │ │ │ │ │ ├ V241.5+58 激光陀螺仪│ │ │ │ │ │ └ V241.5+59 挠性陀螺仪│ │ │ │ │ └ V241.5+9 其他陀螺仪表│ │ │ │ ├ V241.6 导航仪表及传感器│ │ │ │ │ ├ V241.61 航向仪表│ │ │ │ │ │ ├ V241.61+1 磁航向仪表│ │ │ │ │ │ ├ V241.61+2 无线电航向仪表│ │ │ │ │ │ ├ V241.61+3 天文罗盘│ │ │ │ │ │ └ V241.61+4 综合式罗盘│ │ │ │ │ └ V241.62 导航仪表及自动导航仪│ │ │ │ │ ├ V241.62+1 导航仪表│ │ │ │ │ ├ V241.62+2 惯性导航仪│ │ │ ││ ├ V241.62+3 天文导航仪│ │ │ │ │ ├ V241.62+4 无线电导航仪│ │ │ │ │ ├ V241.62+5 组合式导航仪│ │ │ │ │ ├ V241.62+6红外线、紫外线导航仪│ │ │ │ │ ├ V241.62+7 激光导航仪│ │ │ │ │ └ V241.62+9 其他│ │ │ │ ├ V241.7 发动机仪表与传感器│ │ │ │ │ ├ V241.7+1 压力表│ │ │ │ │ │ ├ V241.7+11 低压燃油压力表│ │ │ │ │ │ ├ V241.7+12 高压燃油压力表│ │ │ │ │ │ ├ V241.7+13 真空压力表│ │ │ │ │ │ ├ V241.7+14 滑油压力表│ │ │ │ │ │ └ V241.7+15 进气压力表│ │ │ │ │ ├ V241.7+2 油量及流量表│ │ │ │ │ │ ├ V241.7+21 油量表│ │ │ │ │ │ └ V241.7+22 流量表│ │ │ │ │ ├ V241.7+3 转速表│ │ │ │ │ ├ V241.7+4 风速指示表│ │ │ │ │ ├ V241.7+5 温度表│ │ │ │ │ └ V241.7+6 电气摩擦应变表│ │ │ │ ├ V241.8 仪表显示装置│ │ │ │ └ V241.9 其他系统状态仪表│ │ │ ├ V242 电气设备│ │ │ │ ├ V242.1 原理│ │ │ │ ├ V242.2 电源系统│ │ │ │ ├ V242.3 电网系统及电能分配│ │ │ │ │ ├ V242.3+1 电网原理│ │ │ │ │ ├ V242.3+2 线路型式│ │ │ │ │ │ ├ V242.3+21 双线制│ │ │ │ │ │ └ V242.3+22 单线制│ │ │ │ │ └ V242.3+3 电能分配│ │ │ │ │ ├ V242.3+31 集中分配│ │ │ │ │ ├ V242.3+32 分散分配│ │ │ │ │ └ V242.3+33 复合分配│ │ │ │ ├ V242.4 电机、电气元件及其装置│ │ │ │ │ ├ V242.4+1 导线│ │ │ │ │ ├ V242.4+2 控制机构│ │ │ │ │ │ ├ V242.4+21 开关按钮│ │ │ │ │ │ ├ V242.4+22 继电器、接触器│ │ │ │ │ │ └ V242.4+23 转向装置│ │ │ │ │ ├ V242.4+3 配电装置│ │ │ │ │ │ ├ V242.4+31 电压调节装置│ │ │ │ │ │ ├ V242.4+32 电能变换器│ │ │ │ │ │ └ V242.4+33 变流装置│ │ │ │ │ ├ V242.44 电机│ │ │ │ │ └ V242.45 电器│ │ │ │ ├ V242.5 电力拖动装置│ │ │ │ ├ V242.6 照明装置│ │ │ │ ├ V242.7 信号装置│ │ │ │ └ V242.9 其他│ │ │ ├ V243 电子设备│ │ │ │ ├ V243.1 航空通信设备│ │ │ │ ├ V243.2 航空雷达│ │ │ │ ├ V243.3 航空电视│ │ │ │ ├ V243.4 航空天线│ │ │ │ ├ V243.5 航空遥控、遥测设备,遥感设备│ │ │ │ └ V243.6 飞机显示设备│ │ │ ├ V244 防护、救生设备及其技术│ │ │ │ ├ V244.1 防护设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+1 防撞击设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+2 防火设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+3 隔音设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+4 生活卫生设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+5 防冰、除雾设备│ │ │ │ │ ├ V244.1+6 射线防护设备│ │ │ ││ └ V244.1+7 高过载防护设备│ │ │ │ ├ V244.2 救生设备│ │ │ │ │ ├ V244.21 应急离机设备│ │ │ │ │ │ ├ V244.21+1 弹射座舱│ │ │ │ │ │ ├ V244.21+2 弹射座椅│ │ │ │ │ │ ├ V244.21+3 弹射器│ │ │ │ │ │ ├ V244.21+4 紧急抛盖装置│ │ │ │ │ │ ├ V244.21+5 水上救生设备│ │ │ │ │ │ └ V244.21+6 降落伞│ │ │ │ │ └ V244.22 防惯性设备│ │ │ │ │ ├ V244.22+1 安全带│ │ │ │ │ └ V244.22+2 防惯性后仰椅│ │ │ │ ├ V244.3 飞行服│ │ │ │ └ V244.4 高空回收装置│ │ │ ├ V245 辅助设备│ │ │ │ ├ V245.1 液压设备│ │ │ │ ├ V245.2 气压设备│ │ │ │ ├ V245.3 环境控制设备│ │ │ │ │ ├ V245.3+1 氧气设备│ │ │ │ │ ├ V245.3+2 气密座舱设备│ │ │ │ │ └ V245.3+4 空气调节设备│ │ │ │ │ ├ V245.3+41 通风设备│ │ │ │ │ ├ V245.3+42 加温装置│ │ │ │ │ ├ V245.3+43 制冷装置│ │ │ │ │ └ V245.3+44 空气分配系统│ │ │ │ ├ V245.4 压力调节和增压供气设备│ │ │ │ ├ V245.5 环境试验室│ │ │ │ └ V245.6 照相设备│ │ │ ├ V247 计算装置│ │ │ │ ├ V247.1 航空电子计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+1 导航计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+2 飞行控制计算机││ │ │ │ ├ V247.1+3 火力控制计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+4 空中交通管制计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+5 电子对抗计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+6 大气数据处理计算机│ │ │ │ │ ├ V247.1+7 地形跟随计算机│ │ │ │ │ └ V247.1+9 其他│ │ │ │ ├ V247.2 航空计算机构│ │ │ │ │ ├ V247.2+1 领航用计算机构│ │ │ │ │ ├ V247.2+2 控制用计算机构│ │ │ │ │ ├ V247.2+3 瞄准用计算机构│ │ │ │ │ └ V247.2+9 其他计算机构│ │ │ │ ├ V247.4 模拟计算装置│ │ │ │ └ V247.5 数据处理和回收装置│ │ │ ├ V248 科学探测设备与仪器│ │ │ │ ├ V248.1 探测设备与仪器│ │ │ │ ├ V248.2 记录设备与仪器│ │ │ │ └ V248.9 其他电子仪器│ │ │ ├ V249 飞行控制系统与导航│ │ │ │ ├ V249.1 飞行控制│ │ │ │ │ ├ V249.11 人工操纵│ │ │ │ │ └ V249.12 自动控制│ │ │ │ │ ├ V249.121 基础理论│ │ │ │ │ └ V249.122 控制系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.1 高度与速度控制系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.2 姿态与航向控制系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.3 航迹控制系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.4 增稳或控制增稳系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.5 自动着陆系统│ │ │ │ │ ├ V249.122+.6 地形跟随、地形回避系统│ │ │ │ │ └ V249.122+.9 其他│ │ │ │ ├ V249.3 导航│ │ │ │ │ ├ V249.31 导航原理│ │ │ │ │ └ V249.32 导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+1 仪表导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+2 惯性导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+3 天文导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+4 无线电导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+5 光学导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+6 红外导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+7 激光导航系统│ │ │ │ │ ├ V249.32+8 组合导航系统│ │ │ │ │ └ V249.32+9 其他导航系统│ │ │ │ └ V249.4 模拟试验│ │ │ ├ [V246] 航空军械│ ││ └ {V240.2} 航空设备可靠性│ │ ├ V25 航空用材料│ │ │ ├ V250 一般性问题│ │ │ │ ├ V250.1 基础理论│ │ │ │ ├ V250.2 材料试验及检验│ │ │ │ └ V250.3 材料性能问题│ │ │ ├ V252 金属材料│ │ │ │ ├ V252.1 黑色金属│ │ │ │ ├ V252.2 有色金属(总论)│ │ │ │ ├ V252.3 贵重金属│ │ │ │ ├ V252.4 稀有金属│ │ │ │ └ V252.6 稀土和稀散金属│ │ │ ├ V254 非金属材料│ │ │ │ ├ V254.1 有机非金属材料│ │ │ │ │ ├ V254.1+1 纺织材料│ │ │ │ │ ├ V254.1+2 木质材料│ │ │ │ │ └ V254.1+9 其他有机非金属材料│ │ │ │ ├ V254.2 无机非金属材料│ │ │ │ └ V254.3 矿物材料│ │ │ ├ V255 高分子材料│ │ │ │ ├ V255+.1 合成树脂│ │ │ │ ├ V255+.2 塑料│ │ │ │ ├ V255+.3 橡胶│ │ │ │ ├ V255+.4 胶接剂、气密剂│ │ │ │ └ V255+.5 涂料、油漆│ │ │ ├ V256 粉末冶金材料│ │ │ ├ V257 金属和非金属复合材料│ │ │ ├ V258 树脂基复合材料│ │ │ │ ├ V258+.3 增强纤维│ │ │ │ └ V258+.5 混杂纤维复合材料│ │ │ └ V259 其他特种用途的材料│ │ ├ V26 航空制造工艺│ │ │ ├ V26-6 航空制造工艺工具书│ │ │ │ └ V26-65 制造规程、标准│ │ │ ├ V260 一般性问题│ │ │ │ ├ V260.1 基础理论│ │ │ │ ├ V260.2 制造系统│ │ │ │ ├ V260.5 计算机技术在航空制造中的应用│ │ │ │ └ V260.6 航空制造自动化│ │ │ ├ V261 制造工艺过程及设备│ │ │ │ ├ V261.2 冷加工│ │ │ │ │ ├ V261.2+1 车削│ │ │ │ │ ├ V261.2+2 钻、镗、铰│ │ │ │ │ ├ V261.2+3 铣削│ │ │ │ │ ├ V261.2+4 拉、刨、插、锯│ │ │ │ │ ├ V261.2+5 磨削、研磨│ │ │ │ │ ├ V261.2+6 滚压光加工│ │ │ │ │ ├ V261.2+7 齿轮、螺纹加工│ │ │ │ │ ├ V261.2+8 板料冲压、钣金加工及其设备│ │ │ │ │ └ V261.2+9 钳工、铆工、钣金工│ │ │ │ ├ V261.3 热加工│ │ │ │ │ ├ V261.3+1 铸造│ │ │ │ │ ├ V261.3+2 锻造│ │ │ │ │ ├ V261.3+3 轧制、压制、拉制│ │ │ │ │ ├ V261.3+4 焊接、切割│ │ │ │ │ ├ V261.3+5 胶接(粘接)│ │ │ │ │ └ V261.3+6 热处理表面硬化│ │ │ │ ├ V261.4 化学加工│ │ │ │ │ ├ V261.4+1 化学铣切│ │ │ │ │ ├ V261.4+2 化学腐蚀│ │ │ │ │ └ V261.4+3 照相腐蚀│ │ ││ ├ V261.5 电解加工、电化学加工│ │ │ │ │ ├ V261.5+1 电解切削│ │ │ │ │ └ V261.5+2 电铸│ │ │ │ ├ V261.6 电加工│ │ │ │ │ ├ V261.6+1 电火花加工│ │ │ │ │ ├ V261.6+2 电子束加工│ │ │ │ │ ├ V261.6+3 等离子加工│ │ │ │ │ └ V261.6+4 阳极机械加工│ │ │ │ ├ V261.7 高能成型加工│ │ │ │ │ ├ V261.7+1 电磁成型│ │ │ │ │ ├ V261.7+2 爆炸成型│ │ │ │ │ ├ V261.7+3 水中放电成型│ │ │ │ │ ├ V261.7+4 气动机械成型│ │ │ │ │ ├ V261.7+5 超塑性成型│ │ │ │ │ └ V261.7+6 高压水切割│ │ │ │ ├ V261.8 激光加工│ │ │ │├ V261.91 射流加工│ │ │ │ ├ V261.92 振动加工│ │ │ │ ├ V261.93 表面处理│ │ │ │ │ ├ V261.93+1 电镀│ │ │ │ │ ├ V261.93+2 化学处理(氧化、磷化)、化学着色│ │ │ │ │ ├ V261.93+3 喷漆、涂层│ │ │ │ │ ├ V261.93+4 金属复层技术│ │ │ │ │ └ V261.93+5 非金属复层技术││ │ │ ├ V261.94 复合加工技术│ │ │ │ ├ V261.95 航空木材零件加工│ │ │ │ ├ V261.96 航空塑料和橡胶零件加工│ │ │ │ ├ V261.97 复合材料部件加工│ │ │ │ └ V261.99 航空其他材料零件加工│ │ │ ├ V262 飞机制造│ │ │ │ ├ V262.1 生产工艺准备│ │ │ │ ├ V262.2 制造的互换协调│ │ │ │ │├ V262.2+1 模线样板工作法│ │ │ │ │ ├ V262.2+2 标准样板工作法│ │ │ │ │ ├ V262.2+3 独立制造法│ │ │ │ │ └ V262.2+8 互换协调设备│ │ │ │ ├ V262.3 零件制造│ │ │ │ │ ├ V262.3+1 毛坯制造│ │ │ │ │ ├ V262.3+2 钣属零件制造│ │ │ │ │ ├ V262.3+3 机械加工零件制造│ │ │ │ │ ├ V262.3+4 非金属零件制造│ │ │ │ │ ├ V262.3+5 零件制造的设备与工具│ │ │ │ │ └ V262.3+6 零件检验及设备│ │ │ │ ├ V262.4 飞机装配│ │ │ │ │ ├ V262.4+1 飞机组合零件、部件装配│ │ │ │ │ │ ├ V262.4+11 铆接装配│ │ │ │ │ │ ├ V262.4+12 焊接装配│ │ │ │ ││ ├ V262.4+13 胶接装配│ │ │ │ │ │ ├ V262.4+14 木质飞机装配│ │ │ │ │ │ └ V262.4+15 蜂窝及其他夹层结构的制造与装配│ │ │ │ │ ├ V262.4+2 飞机装配与工具│ │ │ │ │ ├ V262.4+3 飞机总装配│ │ │ │ │ └ V262.4+4 装配后的检验及设备│ │ │ │ └ V262.7 成品检验│ │ │ ├ V263 航空发动机制造│ │ │ │ ├ V263.1 零件的制造│ │ │ │ │ ├ V263.1+1 毛坯制造│ │ │ │ │ ├ V263.1+2 钣制零件的制造│ │ │ │ │ ├ V263.1+3 零件制造的设备与工具│ │ │ │ │ └ V263.1+4 零件检验、试验及其设备│ │ │ │ ├ V263.2 装配│ │ │ │ │ ├ V263.2+1 活塞式发动机装配│ │ │ │ │ ├ V263.2+2 喷气发动机装配│ │ │ │ │ ├ V263.2+3 其他类型发动机的装配│ │ │ │ │ ├ V263.2+39 附件装配│ │ │ │ │ ├ V263.2+4 装配工夹具│ │ │ │ │ └ V263.2+5 装配后的检验及设备│ │ │ │ ├ V263.3 试验│ │ │ │ ├ V263.4 试车及其设备│ │ │ │ │ ├ V263.4+1 试车总论│ │ ││ │ ├ V263.4+2 试车装置│ │ │ │ │ ├ V263.4+4 试车前的准备│ │ │ │ │ ├ V263.4+5 试车数据测定与整理│ │ │ │ │ ├ V263.4+6 试车工作的故障与排除方法│ │ │ │ │ ├ V263.4+7 试车台│ │ │ │ │ └ [V263.4+3] 试车用仪表│ │ │ │ ├ V263.5 航空发动机的延寿│ │ │ │ └ V263.6 故障分析及排除│ │ │ ├ V265 其他航空器制造│ │ │ │ ├ V265+.1 气球│ │ │ │ ├ V265+.2 气艇(飞艇)│ │ │ │ ├ V265+.3 模型飞机│ │ │ │ └ V265+.4 滑翔机│ │ │ ├ V267 航空器的维护与修理│ │ │ │ ├ V267+.2 飞机检查│ │ │ │ │ ├ V267+.21 飞行前检查│ │ │ │ │ ├ V267+.22飞行后检查│ │ │ │ │ └ V267+.23 定期检查│ │ │ │ ├ V267+.3 航空器维护│ │ │ │ │ ├ V267+.31 飞机维护│ │ │ │ │ ├ V267+.32 飞艇维护│ │ │ │ │ ├ V267+.33 模型飞机维护│ │ │ │ │ ├ V267+.34 滑翔飞机维护│ │ │ │ │ └ V267+.35 气球维护│ │ │ │ ├ V267+.4 飞机修理│ │ │ │ │ ├ V267+.41 修理规划│ │ │ │ │ ├ V267+.42 修理设备及工具│ │ │ │ │ ├ V267+.43 铆接修理│ │ │ │ │ ├ V267+.44 焊接修理│ │ │ │ │ ├ V267+.45 金属零件、部件修理│ │ │ │ │ ├ V267+.46 非金属零件、部件修理│ │ │ │ │ └ V267+.47 保护涂层修理│ │ │ │ └ V267+.9 其他航空器修理│ │ │ ├ V268 航空工业制造工厂│ │ │ │ ├ V268.1 厂房规划与布置│ │ │ │ │ ├ V268.1+1 飞机厂│ │ │ │ │ ├ V268.1+2 发动机厂│ │ │ │ │ ├ V268.1+3 航空仪表厂│ │ │ │ │ ├ V268.1+4 航空电器厂│ │ │ │ │ └ V268.1+5 发动机附件厂│ │ │ │ ├ V268.2 设备与安装│ │ │ │ ├ V268.3 力能供应与设备│ │ │ │ ├ V268.6 安全技术与劳动保护│ │ │ │ └ V268.7 生产技术与管理│ │ │ └ [V264] 航空设备及仪表制造│ │ │ ├ [V264.1] 零件制造│ │ │ ├ [V264.2] 装配│ │ │ └ [V264.3] 技术试验│ │ ├ V27 各类型航空器│ │ │ ├ V271 飞机│ │ │ │ ├ V271.1 旅客机│ │ │ │ ├ V271.2 运输机│ │ │ │ ├ V271.3 专用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+1 农业用飞机、林业用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+2 空中照相、空中测量用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+3 探矿用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+4 救护用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+5 气象观测用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+6 体育运动用飞机│ │ │ │ │ ├ V271.3+7 研究机、试验机、纪录机│ │ │ │ │ ├ V271.3+8 灭火飞机│ │ │ │ │ └ V271.3+9 其他专用飞机│ │ │ │ ├ V271.4 军用飞机(战机)│ │ │ │ │ ├ V271.4+1 歼击机(战斗机)│ │ │ │ │ ├ V271.4+2 截击机│ │ │ │ │├ V271.4+3 强击机(攻击机)│ │ │ │ │ ├ V271.4+4 轰炸机│ │ │ │ │ ├ V271.4+5 歼击轰炸机│ │ │ │ │ ├ V271.4+6 侦察机│ │ │ │ │ ├ V271.4+7 预警机│ │ │ │ │ ├ V271.4+8 反潜机│ │ │ │ │ ├ V271.4+91 电子干扰飞机│ │ │ │ │ ├ V271.4+92 舰载飞机│ │ │ │ │ ├ V271.4+93 军用运输机│ │ │ │ │ ├ V271.4+94 空中加油机│ │ │ │ │ └ V271.4+99 其他军用飞机│ │ │ │ ├ V271.5 水上飞机│ │ │ │ ├ V271.6 教练飞机│ │ │ │ ├ V271.7 超轻型飞机│ │ │ │ └ V271.9 其他类型飞机│ │ │ ├ V272 特殊能源飞机│ │ │ ├ V273 气球│ │ │ ├ V274 气艇(飞艇)│ │ │ ├ V275 短距和垂直升降航空器│ │ │ │ ├ V275+.1 直升飞机、旋翼机│ │ │ │ ├ V275+.2 短距起落航空器│ │ │ │ └ V275+.3 空中吉普、空中摩托、飞行平台、单人飞行器│ │ │ ├ V276 扑翼机│ │ │ ├ V277 滑翔机│ │ │ ├ V278 模型飞机、航空模型│ │ │ │ ├ V278+.1 模型飞机│ │ │ │ └ V278+.2 供观赏陈列用的航空器模型│ │ │ └ V279 无人驾驶飞机│ │ │ ├ V279+.1 靶机│ │ │ ├ V279+.2 微型无人机│ │ │ └ V279+.3 无人驾驶侦察机│ │ ├ V31 航空用燃料及润滑剂│ │ │ ├ V311 固体燃料│ │ │ │ ├ V311+.1 黑色火药│ │ │ │ ├ V311+.2 硝化纤维及硝化甘油合剂│ │ │ │ ├ V311+.3 其他固体燃料│ │ │ │ └ V311+.4 点火剂│ │ │ ├ V312 液体燃料│ │ │ │ ├ V312+.1 碳氢燃料│ │ │ │ ├ V312+.2 氧化剂│ │ │ │ ├ V312+.3 非石油基燃料│ │ │ │ └ V312+.4 高能燃料│ │ │ ├ V313 特种燃料│ │ │ ├ V314 其他能量的利用│ │ │ └ V317 航空用润滑剂及液体│ │ │ ├ V317.1 润滑油及固体润滑剂│ │ │ │ ├ V317.1+1 抗摩用│ │ │ │ ├ V317.1+2 保护用│ │ │ │ ├ V317.1+3 密封用│ │ │ │ ├ V317.1+4 耐高温用│ │ │ │ └ V317.1+5 耐低温用│ │ │ ├ V317.2 液压油│ │ │ └ V317.3 冷却液、防冻油│ │ ├ V32 航空飞行术│ │ │ ├ V321 航空技术相关科学│ │ │ │ ├ V321.1 航空天文学│ │ │ │ ├ V321.2 航空气象学│ │ │ │ │ ├ V321.2+1 航空气象的组织与管理│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+11 航空气象台、站的组织│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+12 航空天气观测│ │ │ │ │ │ └ V321.2+13 航空天气预报│ │ ││ │ ├ V321.2+2 影响航行的气象要素│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+21 云│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+22 雾│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+23 能见度│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+24 降水│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+25 风、风切变和湍流│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+26 气旋│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+27 雷暴、台风和龙卷风│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+28 雪暴│ │ │ │ │ │ └ V321.2+29 结冰及尾迹│ │ │ │ │ ├ V321.2+4 航行中的特殊气象│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+41 山地飞行气象条件│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+42 海洋上飞行气象条件│ │ │ │ │ │ ├ V321.2+43 极地飞行气象条件│ ││ │ │ │ └ V321.2+44 复杂气象条件│ │ │ │ │ └ V321.2+5 航空预报服务手段│ │ │ │ │ ├ V321.2+52 雷达气象│ │ │ │ │ └ V321.2+53 卫星气象与云图│ │ │ │ └ V321.3 航空心理学│ │ │ ├ V323 飞行、驾驶│ │ │ │ ├ V323.1 飞机飞行驾驶│ │ │ │ │ ├ V323.11 基本驾驶术│ │ │ │ │ ├ V323.12 特殊条件下飞行│ │ │ │ │ ├ V323.13 高速飞行、滞空飞行│ │ │ │ │ ├ V323.18 特技飞行、编队飞行│ │ │ │ │ └ V323.19 自动驾驶│ │ │ │ ├ V323.3 滑翔机飞行驾驶│ │ │ │ │ ├ V323.3+1 起飞│ │ │ │ │ ├ V323.3+2 飞行│ │ │ │ │ └ V323.3+3 特技飞行│ │ │ │ └ V323.9 其他航空器的飞行驾驶│ │ │ ├ V324 导航术│ │ │ │ ├ V324.1 领航基础及基本领航术│ │ │ │ └ V324.2 领航方法│ │ │ │ ├ V324.2+1 模式地标领航│ │ │ │ ├ V324.2+2 无线电领航│ │ │ │ ├ V32 4.2+3 等压面领航、多普勒导航、奥米加导航、惯性导航│ │ │ │ └ V324.2+4 天文及卫星导航│ │ │ ├ V325 专业航空│ │ │ └ V328 飞机飞行安全│ │ │ ├ V328.1 影响飞行安全的因素│ │ │ ├ V328.2 飞行事故调查和原因分析│ │ │ ├ V328.3 保证飞行安全的措施与途径│ │ │ ├ V328.4 飞行安全组织│ │ │ └ V328.5 飞行可靠性与故障概率│ │ ├ V35 航空港(站)、机场及其技术管理│ │ │ ├ V351 航空港(站)、机场│ │ │ │ ├ V351.1 航空港(站)建筑物│ │ │ │ │ ├ V351.11 跑道、滑行道、停机坪│ │ │ │ │ ├ V351.12 指挥塔、塔台│ │ │ │ │ ├ V351.13│ │ │ │ │ ├ V351.14 系留塔│ │ │ │ │ ├ V351.15 导航台│ │ │ │ │ ├ V351.16 归航台│ │ │ │ │ ├ V351.17 候机楼│ │ │ │ │ ├ V351.18 机库│ │ │ │ │ └ V351.19 油库│ │ │ │ ├ V351.2 特殊机场│ │ │ │ │ ├ V351.21 垂直起落机场│ │ │ │ │ ├ V351.22 水上机场│ │ │ │ │ ├ V351.23 浮动机场│ │ │ │ │ ├ V351.24 草坪机场、泥土机场│ │ │ │ │ └ V351.25野战机场│ │ │ │ └ V351.3 地面设备│ │ │ │ ├ V351.31 电力设备│ │ │ │ ├ V351.32 照明设备│ │ │ │ ├ V351.33 消音设备│ │ │ │ ├ V351.34 牵引设备│ │ │ │ ├ V351.35 起重运输设备│ │ │ │ ├ V351.36 通信设备│ │ │ │ ├ V351.37 导航设备│ │ │ │ ├ V351.38 标志设备│ │ │ │ ├ V351.391 装料设备│ │ │ │ └ V351.392 辅助设备│ │ │ ├ V353 货物运输技术设备│ │ │ ├ V354 旅客运输技术设备│ │ │ ├ V355 空中管制与飞行调度│ │ │ │ ├ V355.1 空中交通管制│ │ │ │ │ ├ V355.1+1 程序管制│ │ │ │ │ └ V355.1+2 雷达管制│ │ │ │ └ V355.2 飞行调度、指挥│ │ │ └ [V352] 航行组织│ │ ├ V37 航空系统工程│ │ └ [V2-9] 航空运输经济│ ├ V4 航天(宇宙航行)│ │ ├ V41 基础理论及试验│ │ │ ├ V411 空气动力学│ │ │ │ ├ V411.4 航天器空气动力学│ │ │ │ ├ V411.8 航天器、航天飞机的计算机仿真│ │ │ │ ├ [V411.1] 理论空气动力学│ │ │ │ ├ [V411.3] 计算空气动力学│ │ │ │ ├ [V411.6] 火箭发动机气体力学│ │ │ │ └ [V411.7] 实验空气动力学│ │ │ ├ V412 飞行力学│ │ │ │ ├ V412.1 火箭飞行力学│ │ │ │ └ V412.4 航天器飞行力学│ │ │ │ ├ V412.4+1 航天器(包括卫星)的轨道│ │ │ │ ├ V412.4+2航天器(包括卫星)的姿态动力学│ │ │ │ └ V412.4+4 再入动力学│ │ │ ├ V414 航天器结构力学│ │ │ │ ├ V414.1 结构分析与计算│ │ │ │ │ └ V414.19 结构最优设计│ │ │ │ ├ V414.2 杆系结构│ │ │ │ ├ V414.3 板、壳、梁│ │ │ │ │ ├ V414.3+1 基础理论│ │ │ │ │ ├ V414.3+2 应力、应变和变形│ │ │ │ │ ├ V414.3+3 振动│ │ │ │ │ └ V414.3+4 稳定性│ │ │ │ ├ V414.4 薄壁结构│ │ │ │ │ ├ V414.4+1 应力及变形计算│ │ │ │ │ ├ V414.4+2 薄壁杆的振动与稳定性│ │ │ │ │ └ V414.4+3 薄壁杆的非线性静动力分析│ │ │ │ ├ V414.5 整体结构│ │ │ │ ├ V414.6 蜂窝夹层结构│ │ │ │ ├ V414.7 胶结结构│ │ │ │ ├ V414.8 复合材料结构│ │ │ │ └ V414.9 其他特殊结构│ │ │ ├ V415 航天器强度计算│ │ │ │ ├ V415.1 外载荷、安全系数及强度规范│ │ │ │ ├ V415.3 气动弹性力学│ │ │ │ ├ V415.4 动态响应│ │ │ │ ├ V415.5 航天器疲劳│ │ │ │ └ V415.6 航天器断裂力学│ │ │ ├ V416 航天器地面试验│ │ │ │ ├ V416.1 静力试验│ │ │ │ ├ V416.2 动力试验│ │ │ │ ├ V416.3 疲劳试验│ │ │ │ ├ V416.4 热强度试验│ │ │ │ ├ V416.5 环境模拟│ │ │ │ ├ V416.6 系统试验│ │ │ │ └ V416.8 各种试验设备和仪器│ │ │ ├ V417 飞行试验│ │ │ │ ├ V417+.1 测定空气动力数据│ │ │ │ ├ V417+.2 火箭的射程、发动机性能、燃料消耗、加速性、稳定性、高度等飞行试验│ │ │ │ ├ V417+.3 系统可靠性飞行试验│ │ │ │ ├ V417+.4 结构强度、抖振、颤振、热强度飞行试验│ │ │ │ ├ V417+.6 空间模拟试验。

V22三性要求

V22三性要求
G
264
B
后勤考虑:要求在基层级和中间级采用面向工作的综合电子技术手册系统(T)
Y
265
B
后勤考虑:按照OPNAVINST 3120.5、AFI 21-104和MIL-HDBK-59的规定,要求技术资料运用CALS(T)
Y
272
B
运输:要求飞机能自行部署到所有战区
G
273
B
运输:对于战区内运输,所有需要的补给和保障设备必须可由V-22运输
V-22飞机与可靠性、维修性、保障性有关的要求
摘自2001年2月15日的《V-22飞机联合使用要求文件提要》
序号
适用
对象
要求
初试使用试验与评价(IOT&飞机不经重新配置或改装就能够在舰船上使用
Y
C:表示适用于空军的常规型V-22
M:表示海军陆战队的V-22
B:表示空军和海军陆战队都适用
Y
074
C
必须有一个经过识别的介质来接受在15分钟以内下载维的修数据(T),以支持维修讲评,快速整理和关联各数据点,并为维修人员提供有效的指导(T)。用于接受和处理维修数据的装置/介质必须作为美国空军核心自动化维修系统(CAMS)和未来的综合维修系统(IMDS)的前端载荷而兼容(T)
Y
163
B
加油/排油:飞机必须装有永久的内部油箱和可拆卸的副油箱。油箱的安装必须简单,基层级维修必须在野外和舰载环境下容易完成(T)。
T:门限要求
O:目标要求
G(绿色):表示完全具备能力或达到门限要求
Y(黄色):表示具备有限的能力
R(红色):表示不具备能力或未达到门限要求
017
B
接到任务后,立即出动的总时间少于60分钟(T)/15分钟(O)

复合材料飞机沉积静电防护研究

复合材料飞机沉积静电防护研究

摘 要:早期的飞机主要由金属材料构成,因为金属具有良好的导电效果,可以将在空中产生的沉积静电快速的传到位于
机翼和安定面后缘等位置的静电放电器上释放到机外,不至于造成灾难性的损伤。但是现代飞机采用复合材料的比重越
来越高,复合材料虽然具有优异的性能但是更容易产生静电放电,但是对飞机静电防护也提出了更高的要求。
更短。具有放电周期短,频次高、峰值电流更大的特点。这
对飞行安全来说是非常不利的。所以需要把积累的静电荷
转移到放静电放电器放置的位置,以电晕放电的形式释放
出去,保证飞行安全。飞机在空中所产生的静电荷在飞机
表面的累积可视为沉 积 静电充电,充电电流I p 与气 象 条 件
密切相关,工程上通常用如下方法计算:
碳纤维复合材料电阻系数比一般金属大的多,相同条
件下 转 移 电 荷 的 能 力比 金 属弱,所以 积 累电 荷 的 速 度 更
快。根据高斯定律,静电荷越多该区域相应的电场强度就
越大,当达到可以击穿空气的场强阈值E c时就会形成静电
放电[3]。静电放电的场强阈值E c可表示为[4]
EC
=
KME0 1+
0.337 σr
(2)
式中:E 0为常数,可以去29KV/CM29;M 为与放电尖端 表面粗糙 度有关的常数,放电尖端 表面越粗糙,M 值 越 小,K 为与空气湿 度 有关的常 数;(r- cm)为放电尖端的半 径;σ为相对空气密度,标准大气条件下σ=1。
2 复合材料沉积静电放电的特点
沉 积 静 电的累 积与飞 机 所处 的 环 境 和飞 机 材 料 的电 阻率 有关。复合材料电阻率比一 般 金 属大 的多,导电能 力 较弱,玻璃纤维甚至不具备导电性能。所以和金属材料相 比,复合材料在同等条件下积累的电量比金属材料要大的 多,所积累的电荷达到静放电所需阈值电压所需的的时间

飞机基本参数数据

飞机基本参数数据

飞机基本参数数据飞机基本参数数据是指描述飞机性能、构造和规格的一系列参数。

这些参数对于飞机的设计、制造、运营和维护都具有重要的意义。

下面将详细介绍飞机基本参数数据的内容和相关信息。

1. 飞机型号:A320neo飞机型号是指飞机的具体型号和名称,用于区分不同型号的飞机。

A320neo 是空中客车公司推出的一款中短程窄体客机。

2. 最大起飞重量:79,000公斤最大起飞重量是指飞机在起飞时所能承受的最大重量。

它包括飞机本身的重量以及燃料、乘客和货物等附加负载的重量。

3. 最大巡航速度:Mach 0.82最大巡航速度是指飞机在巡航阶段所能达到的最高速度。

Mach 0.82表示飞机的巡航速度为音速的0.82倍。

4. 最大航程:6,500公里最大航程是指飞机在满载燃油的情况下,能够飞行的最远距离。

它是评估飞机航程能力的重要参数。

5. 最大载客量:180人最大载客量是指飞机所能容纳的最大乘客数量。

它是根据飞机的座位布局和航空公司的需求确定的。

6. 翼展:35.8米翼展是指飞机两个翼面之间的距离,通常以米为单位。

它是飞机稳定性和机动性的重要参数。

7. 翼载荷:442千克/平方米翼载荷是指飞机翼面积上承受的单位面积负荷。

它是评估飞机结构强度和抗风能力的重要参数。

8. 发动机推力:32,000磅发动机推力是指发动机所产生的推力大小。

它是飞机起飞、爬升和巡航等阶段所需的动力来源。

9. 最大升限:12,000米最大升限是指飞机能够达到的最高飞行高度。

它受到气压、温度和飞机性能等因素的影响。

10. 起飞滑跑距离:2,000米起飞滑跑距离是指飞机从静止状态加速到起飞速度所需的滑跑距离。

它受到飞机重量、气温和跑道长度等因素的影响。

11. 着陆滑跑距离:1,500米着陆滑跑距离是指飞机从接地点开始减速到完全停止所需的滑跑距离。

它受到飞机重量、着陆速度和跑道长度等因素的影响。

12. 燃油容量:23,860升燃油容量是指飞机燃油系统所能容纳的燃油总量。

直升机性能数据

直升机性能数据
2台阿赫耶2C (596kW)涡轮轴发动机。
EC155B
12.6
4800
-
2217
-
175
143
830
6210
2840
16756
2/12
2台阿赫耶2C1 (626kW)涡轮轴发动机。
AS332L2 Super Puma
16.2
9300
-
4595
5000
170
150
827
10236
6430
16995
2/24
11
3500
1700
-
-
145
133
700
5413
4200
15000
2/8
2台阿赫耶2E1 (574kW)涡轮轴发动机。
HELIPRO Hangar D ,2000 W Bakerview Rd,WA 98226,USA
Tel +1(360)734 3532 Fax +1(360)734 3193
S61 short
-
971
-
110
110
321
10000
6600
10000
1/7
远程突击队员
1台罗罗250-C30-P/S/G2(485kW)涡轮轴发动机
有地效和无地效升限对应最大重量。
407
10.7
2268
1079
1079
-
140
133
612
12200
10400
17600
2/7
1台罗罗250-C47B/M(485kW)涡轮轴发动机
680
16000
6000

V-22

V-22
V-22倾转旋翼机
贝尔公司和波音公司联合设计制造
V-22设计基于贝尔负责的实验机XV-15, 早于1980年代开始研发,于2007年开始在 美国海军陆战队服役,以取代行之有年的 CH-46海骑士直升机之拯救及作战任务。 2009年起,美国空军也开始部属空军专用 的衍生版本。
基本信息
• • • • • • • • 乘员: 发动机: 旋翼负荷: 推重比: 机身长 机高 旋翼直径 翼展 实用升限 最大爬升率 3人 2X4,590 kw 102.23 kg/m2 427 W/公斤 17.33m 5.28m 11.58m 15.52米 7925米 607m/min
革命性的垂直起降空运能力
运送180名陆战队士兵到112千米外的 地方,12架CH-46需用135分钟,而"鱼鹰" 只要8架飞机和17分钟
420公里
控制系统
在起飞之后,推进装置可转到水平位置 产生向前的推力,像固定翼螺旋桨飞机一 样依靠机翼产生升力飞行。这时以主翼后 缘的两对副翼可保证飞机的横向操纵,铰 接在端板式垂直尾翼上的方向舵和水平尾 翼上的升降舵可以依靠舵机改变飞行方向 和飞行高度。
2002年的时候,波音公司给出了新的解 决办法,新的螺旋桨将用有形状记忆效应 的铝合金来制作,以便改变螺旋桨支架的 扭曲度,使得V-22不管是在水平飞行状态 (需要增大螺旋桨扭矩)还是盘旋状态 (需要减小螺旋桨扭矩)下都能转换自如。 最重要的是,由于增加了螺旋桨页面的扭 转度和两个螺旋桨的合力角,V-22在垂直 降落时受气流涡环状态和叶片失速的影响 将会变得很小
为提高飞行可靠性,该机采用了三余度 电传操纵系统,机体结构59%为复合材料 V-22及其改进型均备有空中加油系统
两具劳斯莱斯Rolls-Royce T406引擎以 转轴及齿轮箱连动,因此即使其中一个失 去动力,另一个也能让整架飞机继续飞行。

飞机先进制动技术发展与研究

飞机先进制动技术发展与研究

飞机先进制动技术发展与研究刘劲松; 陈国慧; 马晓军【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)012【总页数】9页(P7-15)【关键词】全电刹车技术; 自馈能刹车技术; 自适应防滑刹车技术; 自动刹车技术; 刹车定点脱离技术; 跑道冲出预防技术; 绿色电滑行技术; 飞机地面运动综合控制系统【作者】刘劲松; 陈国慧; 马晓军【作者单位】西安航空制动科技有限公司陕西西安 710075【正文语种】中文【中图分类】V22飞机制动(或机轮刹车)系统在飞机的起飞和着陆过程中起着重要的作用,是飞机最重要的系统之一,其主要作用是承受飞机的静态重量、动态冲击载荷以及吸收飞机着陆时的动能,实现飞机的起飞、着陆、滑行、转弯的制动和控制。

飞机制动系统综合应用了自动控制技术、电子技术、计算机技术、液压传动技术、机械设计技术以及材料科学技术,是一个多学科交叉的复杂非线性实时系统。

在研制过程中具有多个专业交联、多个技术冲突并存、多专业人员协同等特点,且在制动过程中影响因素众多、高效控制实现困难等难点,飞机制动系统是飞机机载系统的重要组成部分,其性能优良与否将直接影响飞机着陆的安全性、舒适性和经济性,并对降低航空公司维修成本有着重要的意义[1]。

随着航空技术朝着多电化、智能化、高效化的方向发展,多种新概念不断被融合进航空制动系统,为飞机地面运动控制产生了极大的推动作用。

本文基于飞机制动系统的特点,对飞机制动系统的新型关键技术进行了研究与论述,并探讨了飞机地面运动综合控制系统的发展趋势。

1 飞机制动系统发展过程最早的飞机制动系统是没有防滑的,从1947 年开始,轮轴安装式机电Mark I(速度探测)系统首次应用在波音的B-47 飞机上,随着飞机制动系统的发展,Hydro-Aire 先后研发了Mark Ⅱ模拟式电子防滑刹车系统(固定减速率控制系统),该系统用于波音707、DC-8 等飞机上。

Mark Ⅲ模拟速度防滑刹车系统,最初应用在DC-9系列飞机上,后来应用到波音737-200 飞机上。

根据各种型号的飞机参数,撰写文档。

根据各种型号的飞机参数,撰写文档。

根据各种型号的飞机参数,撰写文档。

根据各种型号的飞机参数,撰写文档介绍本文档整理了各种型号飞机的参数信息,旨在提供一份全面且准确的参考文档。

本文档涵盖的参数包括但不限于飞机尺寸、重量、燃油消耗、速度等相关数据,可以帮助用户更好地了解和比较不同型号的飞机。

参数类型本文档提供了多种参数类型,以满足不同用户的需求。

以下是一些常见的参数类型:1. 飞机尺寸:包括长度、翼展、高度等方面的信息。

2. 飞机重量:包括空机重量、最大起飞重量、最大货物负载等数据。

3. 推进系统:包括发动机种类、推力输出等相关参数。

4. 燃油消耗:包括每小时燃油消耗量、航程等信息。

5. 飞行性能:包括最大速度、巡航速度、升限等数据。

数据来源本文档的参数信息来源于官方发布的飞机规格手册、制造商提供的技术文档以及相关航空资料。

为了确保信息的准确性和可靠性,不会引用未经确认的内容。

使用方法用户可以通过查找所需的飞机型号,在本文档中查找相应的参数信息。

用户也可以使用搜索功能快速定位到特定的参数类型。

在使用文档中的数据时,请注意参考数据来源以及鉴别不同型号之间的差异。

注意事项在使用本文档中的参数信息时,请注意以下几点:1. 参数信息可能因不同飞机型号而有所差异,用户在实际使用时需仔细核对。

2. 参数信息仅供参考,具体数值以官方发布的最新数据为准。

3. 飞机参数可能随着技术和设计的更新而发生变化,用户在使用时应留意相关更新信息。

结论本文档提供了根据各种型号的飞机参数撰写的参考文档,帮助用户了解和比较不同型号的飞机。

使用本文档时,请注意参数信息的来源和适用范围,以获得更准确和可信的数据。

v22飞机参考资料

v22飞机参考资料

2005年5月20日。

美国空军在凯特兰空军基地组建了第一个V-22倾转旋翼机训练中队,围绕V-22用于运送特种作战部队的设计初衷展开系统训练。

2005年6月。

美国海军陆战队VMX-22作战试验与评估中队的全部8架“鱼鹰”集中在美国海军LHD 5“巴丹”号两栖攻击舰上。

进行最后阶段的作战评估试验……这一系列事件标志着这种研制期长达25年的新型作战飞机真正投入了部署。

V一22有着独特而优异的性能.但在技术上仍然存在着较严重的问题,对此。

我国专家将进行详尽的分析。

美国研制的V一22“鱼鹰”倾转旋翼机,是一款颇受媒体关注的多功能垂直/短距起降航空器。

其新颖的构思、优异的性能和宽广的适用范围,给人留下了深刻印象。

但这种先进的三军通用型飞机的称谓却值得商榷,所采用的技术和总体设计方案也有许多需要改进的地方。

关于V-22的称谓严格地讲,V一22“鱼鹰”一类的飞行器不应叫做“倾转旋翼机”。

虽然相对干正常的飞行状态(发动机、螺旋桨处在与飞机纵轴平行的位置),V一22的螺桨旋翼在短距起降、垂直起降、悬停、过渡飞行等状态时的确是“倾转”的,但它们并非单独偏转,而是随着发动机舱的转动而转动。

因此,该机种的准确名称应该是“采用倾转发动机技术”的直升飞机。

美国人之所以将“鱼鹰”定义为倾转旋翼机,是沿用了贝尔直升机公司对XV-3的叫法。

1955年8月试飞成功的XV-3垂直起降研究机,是一架真正意义上的倾转旋翼飞行器。

该机的动力装置是一台450马力的涡轴发动机,飞行时,发动机输出的功率通过一个横轴传给设在左右翼尖上的螺桨旋翼,使之能够同步对转、产生拉力。

两副工作中的螺桨旋翼可由一套特殊的操纵机构控制,在水平和垂直位置间来回转动,以改变拉力矢量的方向,从而构成“直升机状态”、“定翼机状态”和“过渡飞行状态”。

试飞结果表明,XV-3能够在10秒钟之内完成90。

的飞行姿态转换。

1973年,应美国陆军和航空航天局的要求,贝尔公司结合XV-3倾转旋翼机的设计经验,研制了一种采用低桨盘载荷旋翼和倾转发动机技术的垂直起降航空器一一xV-15试验机。

R22飞行手册2009版

R22飞行手册2009版
04.02.23 04.02.23 04.02.23 04.02.23 04.02.23 04.02.23
09.12.23 95.07.06
2009.12.23 修
iii

第一章 概述 目录
页码 简介… ................................................................................................................1-1 R22 直升机三维图… .....................................................................................1-3 数据说明… ........................................................................................................1-4 性能定义… ........................................................................................................1-6 重量和平衡定义… ............................................................................................1-7 换算表… ............................................................................................................1-8

V22-卡22-米12

V22-卡22-米12

横列双桨直升机V-22鹗直升机1986年由美国海军首先开始研制的V-22“鹗”式飞机是世界上第一种偏转翼飞机,主要用于空运、搜索、救援和预警任务。

其后,美陆、空军和海军陆战队也参加进来,因此V-22被称为“三军联合先进垂直升力飞机”。

在海军计划中,它被定名为HV-22;在陆军中为CV-22而海军陆战队则称它MV-22。

1989年5月,V-22的样机首次亮相;1990年完成了初期舰上飞行试验;到19 91年,美国巳生产出5架样机。

目前正在缓慢的装备部队V-22采用两台最新型的T 406-AD-4O0涡轮风扇发动机,最大起飞重量为19800千克,最大内载为4536千克,可运载24名战斗员(不包括3名机组成员),空重为14433千克。

最大速度可达556千米/时,巡航速度为510千米/时,是直升机的两倍。

V-22的最大特点是航程远,它可以从美国本土不经过加油到达世界上任何一个地区,即具有“全球自部署能力”。

比如:V-22从美国西海岸飞往夏威夷仅需8小时,飞往太平洋中部岛屿也仅需一天多,而采用普通直升机则至少需要一周时间;又比如:V-22可在3天内从美国本土抵达中东地区。

因此,有人假设,1991年海.湾战争时,如果美国采用V-22飞机,并令其在24小时之内将海军陆战队部分部队从北印度洋美军基地运低伊科边界,就可能阻止萨达姆的入侵,从而挽救几千人的生命,避免多国部队几百亿美元的耗费。

所谓偏转翼飞机,就是融固定翼飞机和直升机的特点为一体的一种飞行器。

它既具有固定理飞机速度快和航程远的特点,又能象直升机一样垂直起降和悬停。

它的原理是通过机翼偏转来调节飞机飞行状态:当螺旋桨轴水平时,就给飞机一个向前的推力;当桨轴竖直时,则给飞机一个向上的升力。

V一22“鱼鹰”飞机是由美国贝尔直升机公司和波音直升机公司共同研制的,其是按照美国空、海、陆军及海军陆战队4个军种的作战使用要求而设计的。

1973年,贝尔直升机公司就开始了这种倾转旋翼飞机的研究,XV-15倾转旋翼研究机便是V一22“鱼鹰”飞机的雏形。

民用飞机机组告警系统设计研究

民用飞机机组告警系统设计研究

民用飞机机组告警系统设计研究摘要:民用飞机机组告警系统的作用是吸引飞行机组的注意,使其知晓飞机和飞机系统出现的失效或故障,或出现的其他非正常条件。

现代飞机机组告警系统的设计也需要对机组可能要采取的措施加以提示。

本文在总结相关指南材料的基础上,进一步整理不同规范和指南间的共同点和不同点,以期定义一个较为合理的机组告警系统架构。

关键词:机组告警系统?告警系统架构?ac/acj25.1322?ada107632?sae arp 4102/4?航电架构中图分类号:v22 文献标识码:a 文章编号:1674-098x(2012)09(c)-0014-02普遍公认的是,告警系统的复杂程度与航电系统或飞机系统的复杂程度成正比。

在现代民用飞机上,电气、机械或液压(或任何其他类型)等系统数量远大于早期的飞机,并且飞机系统变得更加复杂和先进,故障管理和健康监控的需求在不断增加。

由于告警机制、系统和传感器数量增加,设计告警系统变得越来越困难,并且牵涉到飞机的设计过程。

近期某些研究开始表明,在不同的告警方式间会存在冲突,例如两个冲突的告警可能同时显示或通告,导致机组反应迟滞,并导致重大或灾难级的效应。

本文主要关注3个工业界通用的指南文件。

第一个是sae arp 4102/4《驾驶舱告警系统》,该文件是目前最通用最著名的机组告警系统设计指南[1]。

第二个是ada106732《faa飞机告警系统设计指南》[2]。

最后一个是faa咨询公告ac/acj25.1322《飞行机组告警》[3]。

1 机组告警系统的主要特性指南文件[1],[2]和[3]在四个主要方面总结了机组告警系统的主要特性,表1给出了这几个方面及其内容总结。

这四方面内容可以作为机组告警系统设计标准的四个主题。

此外,机组告警系统有多种不同类型的数据源,但大多数传感器类型都不能由航电系统的设计者选择。

例如,液压系统压力传感器是由液压系统的设计者选择的。

所以数据源的定义对于机组告警系统的架构设计是一个重要的且几乎不可控的因素。

夜间飞行

夜间飞行

夜间飞行作者:叶青来源:《科技创新导报》 2012年第18期叶青(四川省新津县中国民航飞行学院新津分院飞行二大队四川新津 611431)摘要:夜航按惯例一般就是指每日太阳落下之前半小时到次日太阳升起半小时之后的飞行活动。

大多数飞行员都经历过夜间飞行,但是你是否也对夜间飞行做过充分的认知和准备呢,下面,我就夜间夜间飞行的一些知识与大家做下交流。

关键词:夜航剖析中图分类号:V22 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2012)06(c)-0232-01夜航按惯例一般就是指每日太阳落下之前半小时到次日太阳升起半小时之后的飞行活动。

大多数飞行员都经历过夜间飞行,但是你是否也对夜间飞行做过充分的认知和准备呢,下面,我就夜间夜间飞行的一些知识与大家做下交流。

首先,我们了解下夜航的飞行特点:夜间飞行不同于昼间飞行。

夜间光线暗,天地线不清楚,地标能见度缩小,难以判断地标,有云时还不易判断云的性质以及是否积冰。

同时对机场的导航设施和地面灯光设备要求较高。

另外,夜间飞行还容易产生错觉,比如认为亮光是近距离,而暗光是远距离等等。

夜间飞行对飞行人员的视觉影响较大.容易产生视觉疲劳。

视觉疲劳的原因:视觉功能明显降低,视觉负担加重;夜间飞行使飞行人员生活规律发生了变化,改变了白天工作、夜间休息的习惯,因此常出现睡眠不足。

引起头昏、注意力不集中以及视觉疲劳等;夜间的特情处置也比昼间要困难。

总的来说会产生以下几点:1.视物不如昼间清楚2.使用机载设备不如昼间清楚3.发现偏差慢、修正量易大4.对外观察比较困难5.飞行中易产生错觉6.夜间地标领航困难7.夜间氧气不足8.自动定向仪指示受干扰9.判断结冰有困难10.特殊情况处置较困难所以夜间飞行尤其特有的情况,我们要充分了解他的特点,并且做好充分的准备,保证夜间飞行的安全。

其次,我们对夜间飞行的内容进行下剖析,我们将夜间飞行划分为:夜间目视起飞进近和夜间航线飞行。

针对夜间飞行的特点进行整个飞行的准备实施工作。

卡-22直升机

卡-22直升机

卡-22直升机瓦妈马上服役了,正当大家处于兴奋中时突然想到一个问题,那就是我们除了歼15,还有什么飞机能够上舰?没有弹射,运输机、搜救机、反潜机、加油机等等等等都只能靠直升机。

美国鱼鹰V22偏转翼已经正式批量生产上舰,中国也可以考虑向俄罗斯或者乌克兰购买比直升机滞空时间更长、航程更远,集直升机和固定翼飞机优点于一身的旋翼机。

引进前苏联米-12、K-22、卡-34、卡-35旋转翼飞机技术。

美国的鱼鹰v-22就是从卡-22吸取的灵感演变来的。

美海军取代S-3“海盗”Viking反潜机的鱼鹰V22舰载通用机型。

卡-22:前苏联版“鱼鹰”卡-22,技术成熟,体型较小,可短距起飞,运力和航程又与固定翼飞机相当,如能做成折叠翼,完全可以上舰,充当舰载反潜机、搜救机、运输机都不错。

卡-22是卡莫夫直升机公司(原卡莫夫实验设计局)生产和试飞的唯一一种非共轴双旋翼直升机。

卡-22直升机的设计相当有特点,它有两套水平横置的4叶旋翼,分别安装在短机翼的翼尖处,由两台各5500马力的D-25VK发动机驱动,用于垂直起降;同时还有两副4叶水平安置的螺旋桨,也安装在翼尖处,与旋翼共用同一台发动机,用于水平巡航推进。

在平飞时,两副旋翼同发动机脱开,升力由短翼和自由旋翼共同产生。

在起飞时,涡轴发动机的尾喷管可以向下偏转,以提供部分升力。

在执行运输任务时卡-22可携带的有效载荷几乎与安-12相当,驾驶舱的位置相当高,可以使飞机具有良好的视野,可以在相当狭小的空间起降。

在短暂的试飞中,驾驶员D.K.Yefremov和V.V.Gromov创造了多项飞行世界纪录。

在1961年7月,卡-22以356.3公里/小时刷新了15-25公里飞行速度记录;又在100公里闭合航线飞行中创造了336.76公里/小时的速度记录;12月,卡-22携带16485千克载荷飞行了2528公里,创造了6项起重纪录。

尺寸数据翼展23.8米,旋翼直径22.5米,货舱尺寸长×宽×高17.4×3.1×2.8米。

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2005年5月20日。

美国空军在凯特兰空军基地组建了第一个V-22倾转旋翼机训练中队,围绕V-22用于运送特种作战部队的设计初衷展开系统训练。

2005年6月。

美国海军陆战队VMX-22作战试验与评估中队的全部8架“鱼鹰”集中在美国海军LHD 5“巴丹”号两栖攻击舰上。

进行最后阶段的作战评估试验……这一系列事件标志着这种研制期长达25年的新型作战飞机真正投入了部署。

V一22有着独特而优异的性能.但在技术上仍然存在着较严重的问题,对此。

我国专家将进行详尽的分析。

美国研制的V一22“鱼鹰”倾转旋翼机,是一款颇受媒体关注的多功能垂直/短距起降航空器。

其新颖的构思、优异的性能和宽广的适用范围,给人留下了深刻印象。

但这种先进的三军通用型飞机的称谓却值得商榷,所采用的技术和总体设计方案也有许多需要改进的地方。

关于V-22的称谓严格地讲,V一22“鱼鹰”一类的飞行器不应叫做“倾转旋翼机”。

虽然相对干正常的飞行状态(发动机、螺旋桨处在与飞机纵轴平行的位置),V一22的螺桨旋翼在短距起降、垂直起降、悬停、过渡飞行等状态时的确是“倾转”的,但它们并非单独偏转,而是随着发动机舱的转动而转动。

因此,该机种的准确名称应该是“采用倾转发动机技术”的直升飞机。

美国人之所以将“鱼鹰”定义为倾转旋翼机,是沿用了贝尔直升机公司对XV-3的叫法。

1955年8月试飞成功的XV-3垂直起降研究机,是一架真正意义上的倾转旋翼飞行器。

该机的动力装置是一台450马力的涡轴发动机,飞行时,发动机输出的功率通过一个横轴传给设在左右翼尖上的螺桨旋翼,使之能够同步对转、产生拉力。

两副工作中的螺桨旋翼可由一套特殊的操纵机构控制,在水平和垂直位置间来回转动,以改变拉力矢量的方向,从而构成“直升机状态”、“定翼机状态”和“过渡飞行状态”。

试飞结果表明,XV-3能够在10秒钟之内完成90。

的飞行姿态转换。

1973年,应美国陆军和航空航天局的要求,贝尔公司结合XV-3倾转旋翼机的设计经验,研制了一种采用低桨盘载荷旋翼和倾转发动机技术的垂直起降航空器一一xV-15试验机。

但贝尔直升机公司的技术人员仍将其称为“倾转旋翼机”。

这大概是因为转动发动机舱的目的,也是为了改变螺桨旋翼的拉力矢量方向。

虽然这两类“倾转”方案所采用的技术措施和控制机构不一样,但在功能、原理、效果方面则相差不大。

后来,在XV-15基础上新开发的实用型V-22“鱼鹰”,亦承袭了这一称谓。

V-22的研制情况与固定翼飞机相比,直升机最明显的长处是可以垂直起降和在空中悬停,对起降场所的依赖程度较低。

不过,在平飞过程中,直升机由于旋翼的气动效率很低,100千克拉力最多可以拉动300千克重量,运输效率K(K=G/W)只有4左右;而以螺旋桨为动力的、同等功率的固定翼飞机的运输效率K可达12以上,100千克拉力最多可以拉动1500千克重量。

由于效率高、经济性好,固定翼飞机的航程远远高于直升机。

普通直升机的最大航程不过500千米左右,而轻型螺旋桨飞机的航程往往在1500~2000千米以上。

另外,由于受旋翼工作特点的限制,直升机的最大飞行速度、飞行高度等技术指标也比同级别的固定翼飞机低许多。

采用倾转旋翼(或倾转发动机、倾转带发动机的机翼)方案,可以把直升机与固定翼飞机的优点较完美地结合起来,构建出一种独特的既能垂直起降和悬停,又能飞得更高、更快、更远的新型航空器一一螺旋桨式“直升飞机”。

这就是美国人开发V-22“鱼鹰”的动因。

1981年底,美国军方提出了“多军种先进垂直起降飞机”(JVX)计划,为空、海军研制一种具有较高运输效率、三军通用的“直升飞机”。

为了竞争JVX项目,美国贝尔直升机公司与波音直升机公司联手推出以XV-15为蓝本、但尺寸放大了的V-22方案。

1985年1月,这种飞行器被正式命名为V-22“鱼鹰”。

从该机以英文字母“V”而不是“H”打头,就可看出:它是垂直起降飞机而不是直升机。

V-22分为空军型、海军型和海军陆战队型,编号分别为CV-22、HV一22、MV-22,今后还有可能发展陆军型以及海军反潜型SV一22。

1988年5月23日,V-22的1号原型机出厂。

1989年3月19日,该机试飞成功。

1989年9月14日,完成了首次由直升机状态向定翼机状态过渡的飞行实验。

1990年12月,V-22的原型机开始在航空母舰上进行海上试飞。

按照原先的计划,V-22的生产型应于1991年底交付美国海军陆战队,1993年开始配备美国空军,1995年进入美国海军服役。

但由于经费、技术等方面的原因,到1997年时,这种先进垂直,短距起降飞行器仍处于工程制造阶段。

此时的“鱼鹰”已比原型机有了较大变化,材料、工艺、结构、系统方面的改动很多,而后来的小批量生产型又在设计上做了进一步的调整和改进。

直至本世纪初,复杂、昂贵的v一22型直升飞机才逐步装备美国军队。

2005年6月中旬,美国海军陆战队第22倾转旋翼机评估与试验中队的全部8架MV-22集中在“巴丹”号两栖攻击舰上,进行最后阶段的飞行试验。

V-22的设计特点在V-22的机翼翼尖部位,安装有2台可倾转的T406一AD-400型涡轮轴发动机和2副直径11.61米的螺旋桨(旋翼),单台起飞功率6235轴马力。

2台发动机工作时,螺桨旋翼是对转的,产生的扭矩相互抵消。

若发动机处于水平位置,整架飞机与普通的螺旋桨飞机没有什么两样。

而当发动机转向上方时,旋桨便相当于一对旋翼,飞机可以垂直起降和悬停。

V一22的发动机、传动系统和螺旋桨(旋翼)在定翼机平飞状态、直升机工作状态以及过渡飞行状态之间的偏转变换角度可达97。

30’。

V-22能在大气温度33℃、高度900多米处进行无地效悬停。

不过,由于它的螺旋桨直径小于同等重量直升机的旋翼、排气速度较大、桨盘载荷略高于一般直升机,因此垂直起飞和悬停时的效率亦稍逊于直升机。

但它的常规飞行性能却是直升机无法匹敌的。

该机在直升机状态的最大垂直起飞重量为23980千克,最大前飞速度396千米,小时;在固定翼飞机状态的最大短距起飞重量为27442千克;实用升限约8000米,试飞速度曾达到647千米/小时,垂直起飞的航程为2224千米,短距起飞的最大转场航程接近3900千米。

与普通的直升机相较,这无疑是一个巨大的飞跃。

为了提高垂直起降的效率,为V-22配备的螺旋桨的直径较长(即桨盘面比普通螺旋桨要大),这样可以减小排气速度。

虽然在垂直起飞和悬停状态,它的耗油率仍比普通直升机高一些,但远低于采用发动机喷口转向的“鹞”式飞机。

与“鹞”式、“雅克-38”等喷气式垂直起降攻击机和“米-8”、AH-64等型直升机相比,V-22“鱼鹰”的最大飞行速度、悬停和垂直起飞时的经济效率居中,但航程最远、巡航经济性最好、运输效率最高。

上述特点使V-22具备了承担某些特殊使命的能力。

它的主要的军事用途有:从大型舰船上向陆地战场快速投送兵员和物资、潜入敌方纵深进行战斗搜索和救援、以垂直机降方式远距离运送突击队、执行特种作战任务和后勤支援任务等等。

以V一22“鱼鹰”式飞机为平台,还可以派生出具备悬停和垂直,短距起降能力的侦察机、反潜机、预警机、海上巡逻机、空中继通信飞机、电子对抗飞机等特殊用途的机种、机型。

三军通用的垂直起降固定翼飞机的出现,将对未来的空地作战方式和军事思想的演变产生影响。

V-22存在严重缺陷V-22“鱼鹰”想要保证位于翼尖的大功率、大负荷的发动机和螺旋桨同步转动,而且转速、桨矩等工作参数基本一致(或按要求进行调整),在操纵与控制上是相当困难的,存在着一些直升机和固定翼飞机很少遇到的矛盾。

为了克服这些“品质”上的缺陷,“鱼鹰”不得不采取许多复杂的、非常规的技术措施,从而使全机的重量、性能和生产成本都受到影响。

倾转发动机(倾转旋翼)飞机的主要问题,集中在起降和过渡飞行阶段。

起飞降落阶段由于v-22桨盘面的直径较大,发动机舱转至水平位置时,桨叶一旋转就会触地。

因此它不能像普通飞机那样采用常规滑跑方式起飞。

该机离陆前,发动机舱和螺旋桨只能举至斜上方,以短距滑跑方式起飞;或将发动机舱偏转向上,采用垂直升空的方式离地。

这样一来,“鱼鹰”在起飞状态下的经济性就变得较差。

当v-22以直升机的方式起降时,由于螺旋桨(旋翼)位于机翼的翼尖上方,螺桨旋翼系统产生的下冲气流,有相当一部分会打在主翼的上表面。

而为了保证发动机在转动和固定于某一位置时,机翼有足够的刚度和强度,它的主翼翼尖必须设计得很宽,从而增大了阻挡滑流向下运动的面积。

在需要螺桨旋翼产生较大动力升力的时候,V-22的布局设计不但要损失正升力,而且根据作用力与反作用力原理,还得付出一定的负升力的代价,这是很不合算的。

其垂直起飞时的效率,又要比普通的直升机降低许多。

损失动力升力还不是问题的全部。

更糟糕的是,当螺桨旋翼向下排气时,部分滑流受到机翼的阻挡,将不可避免地在主翼面上形成涡环;而向上激起的涡环,会对螺桨旋翼的正常工作产生干扰。

尽管v-22的螺桨旋翼是对转的,但并不能保证附着在左右翼面上的涡环也一定对称,因为受到外界环境条件的影响,涡环本身的运动并不很稳定。

尤其是当飞机处于下降状态、接近地面时,机翼上已有的涡环与螺旋桨滑流拍击地面而新产生的涡环相互诱导,有可能产生出意想不到的非平衡现象。

此时,飞行员的操纵稍有差池或反应不及,很容易造成失控。

过渡飞行阶段v-22由起飞状态过渡到平飞状态时,飞行速度较低、自身的操稳特性差、姿态控制复杂,发动机舱无论是从垂直位置转至水平位置还是由斜上方位置回到平飞位置,都存在着一定的风险。

一旦有一台发动机停车,或两台发动机工作不同步、发动机舱转动的角度不一样,便会发生事故,甚至机毁人亡。

反之,在由平飞转至着陆的过渡阶段,危险也同样存在。

从“鱼鹰”的几起坠机情况看,飞行事故几乎都发生在起降过程(尤其是着陆状态)。

“鱼鹰”采用了不少特殊的技术手段来保证飞行安全。

例如:在发动机上配备有电子模拟辅助控制功能的数字式全权限控制系统;左右发动机的螺旋桨减速器通过传动轴联结在一起,以便在一台发动机突然停车时,另一台发动机可保证左右螺旋桨都工作,以维持平衡;在机身内安装一套在启动时驱动横轴的辅助动力装置等等。

横轴的作用之一,是在单发停车后仍可使两副螺旋桨转动,并提供相应的补充动力。

在正常起飞状态,它的转动功率为5114马力;当一台发动机停车时,其应急输出功率可增至6004马力,相当于一台T406-AD-400型涡轮轴发动机的最大输出功率。

但这些技术措施的采用,使得飞机的系统变得复杂、结构重量相应增大,生产成本自然也就水涨船高了。

例如,美国军方希望这种三军通用飞行器的生产成本能够控制在3230万美元左右;然而目前空军CV-22/小批量生产型的单价已升至7440万美元,海军MV-22试生产型的造价则高达9440万美元。

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