飞机结构复合材料论文

飞机结构复合材料论文

金家族之一：铝合金

航空用铝合金密度低、耐腐蚀性能好，且具有较高的比强度、比刚度，容易加工成型，有足够的使用经验，这些优点使其成为飞机结构的理想材料。从诞生以来，铝合金随着飞机设计的要求而不断发展，其性能也日益强大。例如，1954年，英国的3架“彗星”飞机先后坠毁，事故分析表明，坠机的主要原因是材料疲劳以及部分 7075-T6铝合金构件被严重腐蚀。经过探索，研究人员突破了过时效热处理问题，研制出第二代耐腐蚀铝合金，有效提升了飞机的安全水平。

如今，航空铝合金的发展已经进入第六阶段。2005年 4月 27日，世界上最大的宽体客机空客A380在图卢兹机场成功首飞。A380能够取得成功，先进材料的应用立下了汗马功劳。其中，加拿大铝业公司和美国铝业公司就为 A380开发了新型铝合金材料。根据 A380各部件的特点，加拿大铝业公司开发出了7040-T7651、7449、2027-T3511等一系列铝合金。每种合金都具有不同的性能和特点。在A380项目中，用7085锻件制造的应急舱门，零件数量从 147个减至 40个，紧固件由 1400个减至 450个，重量减轻了 20%，成本降低了 20%〜25%，承载能力和疲劳寿命也得到了显著提高。

合金家族之二：钛合金

钛及钛合金材料密度低、比强度高（目前金属材料中最高）、耐腐蚀、耐高温、无磁、组织性能和稳定性好，可以与复合材料结构直接连接，而且两者之间的热膨胀系数相近，不易产生电化学腐蚀，具有优良的综合性能。因此，钛合金在航空领域得到越来越广泛的应用。洛克希德公司的“黑鸟”高空高速战略侦察机 SR-71，飞行速度超过 3马赫，在高速飞行时，机体表面温度将超过常规铝合金蒙皮的极限，如果用钢制造，飞机重量会大大增加，影响飞行速度和升限等性能。因此，SR-71的机身大量采用了钛合金，总重达 30多吨，占飞机结构重量的 93%。随着人们对飞机性能要求的不断提高，民用飞机的钛合金用量也在逐渐增加。早期波音 707上的钛合金部件用量仅占结构总重量的 0.2%，到最新的波音 787，占比高达 15%。

此外，钛合金也是制造航空发动机的主要材料。早期美国 F-4战斗机使用的 J79发动机，钛合金的用量只有50千克，不到总重量的2%。而现在大多数航空发动机的钛用量已经达到发动机总重量的25%〜30%。如波音 747、767的发动机 JT9D，其用钛量为总重量的 25%；空客A320的V2500发动机，其用钛量为总重量的 31%。钛合金的另一大用途是作为螺栓、铆钉等紧固件材料。这些紧固件虽小，但用量却很大，使用钛合金紧固件可以大大减轻重量。据估算，C-5大型运输机有 70%的紧固件为钛合金紧固件，飞机因此而减重 1吨左右。现在钛合金 3D打印技术已用于飞机制造。钛合金3D打印技术由于摆脱了传统的模具制造这一显著延长研发时间的环节，可以制造高精度、高性能、高柔性和快速制造结构十分复杂的金属零件，因而为先进飞机结构的快速研发提供了有力的技术手段。

合金家族之三：超高强度钢

超高强度钢在强度、刚性、韧性以及价格等方面具有很多优势，且拥有在承受极高载荷条件下保持高寿命和高可靠性的特点，在航空领域得到广泛使用。例如，飞机的起落架要承受冲击等复杂载荷，而且载荷巨大，同时还要求起落架舱容积尽可能小，超高强度钢绝对强度大、稳定性好，因此成为起落架的首选材料。

20世纪 60年代，美国成功开发了 300M超高强度钢。300M钢的抗拉强度高，达到 1860MPa以上。它的横向塑性高，断裂韧性好，与同强度低合金超高强度钢相比，300M钢的抗疲劳性能更好，在介质中的裂纹扩展速率低。这些特点使得 300M钢成为大型飞机起落架的主要材料。1992年，美国又开发了 AreMet100。AreMet100与 300M的强度级别相同，但耐腐蚀性能和耐应力腐蚀性能较 300M钢有较大提高，是目前综合性能最好的超高强度钢。F-22、F/A-18E/F就使用了AreMet100作为飞机起落架的主要材料。

求航空概论论文一篇 就好是现代战斗机的特点与未来发展方向研究

现代战斗机的飞行试验
摘　　　要:根据近几年新机飞行试验的工程实践,结合国外飞行试验的经验,
叙述了现代战斗机飞行试验的特点,包括飞行试验的架次和周期,机载测试和地面实
时监控,地面支持设施,它机试飞和组织管理;由于电传操纵显得更为突出的飞行试
验技术,包括飞控系统稳定裕度、颤振和气动伺服弹性(ASE)、人机闭环飞行品质和
大迎角试飞技术,提出了国内飞行试验工作方面目前存在的若干问题.
关　键　词:飞行试验;飞行控制;飞行力学;电传操纵;现代战斗机
现代战斗机即所谓第三代战斗机,如:F16,
F18,CY-27,Rafale,EF2000等,有如下特征:先进的
气动布局,电传飞行控制系统,高度综合化的航空
电子系统,高性能的动力装置,包括复合材料的优
化结构.由于采用了这些新技术,使飞机具有宽阔
的性能包线,优良的飞行品质,突出的机动性,多
功能通讯、导航、武器火控和电子战的能力.这些
特点给现代战斗机的飞行试验带来了许多不同于
以往飞机的飞行试验要求、内容、规模和技术.本
文主要根据自己的飞行试验实践,结合国外第三
代飞机的试飞经验,概述了现代战斗机试飞的特
点、组织管理和试飞技术以及存在的某些问题.
1　现代战斗机飞行试验的特点
1.1　试飞架次和周期
现代战斗机的试飞架次约1500~4000次,试
飞时间约2000~5000h.试飞周期大约是整个飞
机研制周期的1/4~1/2,自然时间3~8a.之所以
规模如此之大,耗时如此之长,其主要原因是:
1)飞机包线宽阔
为安全起见,速度、高度、过载、迎角等包线扩
展都要循序渐进,逐步扩展.全加力情况下,每分
钟耗油达几百公斤,这样一个架次中做动作的时
间只有几分钟.诸如此类的因素会增加很多试飞
起落.
2)飞机功能多、构型多、武器种类多
现代飞机功能全,作战对象多,模式多,空/
空、空/地、空/海;通讯、导航、识别;作战、巡航、侦
察,电子战,空中加油等.任务和目的不同,带来许
多不同试飞剖面和试飞构型.
3)新技术应用多、系统余度多
现代战斗机是先进技术的综合,否则不可能
体现整体作战性能.这样就使得飞机需要验证的
新技术多,需要考核的系统多.为了飞机的可靠性
和生存力,绝大部分的系统都采用了余度的概念.
多数情况下,正常系统和应急系统,系统重构和转
换都要加以验证,这也是造成飞行架次多的重要
原因.
1.2　机载测试和地面实时监控
现代战斗机试飞的参数采集量达几千,地面
实时监控参数达一、两千个.
1.2.1　机载测试参数多的原因
1)系统复杂,需测试监控和验证的参数多
一个四余度的数字电传操纵系统所需采集的
参数约几百;航电系统主总线的数据量一千以上.
如果要测试记录各个分系统的内部总线信息,其
总信息量会成倍增加.
2)加装测试传感器
为了考核飞机及系统性能,了解飞机及系统
的工作环境,试飞过程中往往需要测试大量的应
变、振动、流量、压力、温度等,需要加装的传感器
很多.这一部分的参数量达几百个.
3)综合试飞的需要
为了提高飞行试验的有效性,缩短试飞周期,
减少试飞起落,尽可能采用综合试飞技术,要求飞
机测试的参数尽可能覆盖各专业的需要,为此增
加了测试参数数量.
4)参试飞机互为备份的概念
参试飞机出现故障甚至出现意外事故的可能
性是存在的.为了不影响整个工程的进度,采取了
参试飞机间互为备份的概念,这就要求两架飞机
的测试参数要能够相互覆盖,增加了飞机参数的
测试量.
1.2.2　要求地面实时监控的原因
1)保证飞行安全
现代战斗机的座舱信息非常丰富,但仍然是
总体性的.对于系统内部的细微变化不可能都显
示出来.即使能调出详细信息,由于试飞员精力有
限,必须靠地面专业人员协助监控飞机及其系统
的状况.
对于那些需要计算而且通过判据识别风险的
特性参数,如颤振阻尼,系统稳定裕度等更需要地
面实时解算和监控.
2)提高试飞效率
由于地面监控具有实时计算能力,试飞结果
可以及时得知,这就可以决策下一个起落可否进
行,如何进行,是否需要补充试验点或增加试飞动
作等等,这样可以大大提高飞行效率.
1.3　地面支持设施
现代战斗机的飞行试验更大程度地依赖地面
设施的支持.这里仅列举三项地面设施.
1)飞行仿真
飞行仿真对于飞控系统控制律开发、验证和
优化起着至关重要的作用.对于试飞,它对试飞员
的培训、试飞计划编排、任务单演练、试飞结果预
测、安全措施拟订都具有重要的作用.特别是对那
些风险科目,意义更加重大.把飞行模拟器作为一
个培训和交流平台,可收到多、快、好、省的效果.
2)航空电子实验室
这是系统综合、开发和验证设施,也是试飞过
程中排故、试飞方案制定和预演的平台.从经验来
看,一个综合性强、使用方便的试飞现场航空电子
系统支持设施是非常必要的.
3)机载测试系统地面支持设施
现代战斗机试飞,要求有很复杂的机载测试
系统.这个系统的规模和复杂性不亚于飞机上一
个大型的子系统,其采集记录和遥测传输的信号
类型几乎覆盖了全机系统所有的信号类型.为了
保证这套系统配套合理、检校准确、集成可靠、操
作方便、排故迅速,同样需要一套完备的地面支持
实验室.
1.4　它机试飞
它机试飞,是型号试飞的重要组成部分,其主
要目的是减少主机风险,缩短主机试飞周期,培训
试飞员.
这里主要提及两种试验机,一是空中飞行模
拟试验机;二是空中航空电子试验机.空中飞行模
拟试验机主要是验证本机飞行控制律是否满足飞
行品质规范要求,从而优化设计;另外一个主要目
的就是培训试飞员.美国空军所有新机必须经过
空中飞行模拟这个环节.
航空电子试验机在现代战斗机试飞中承担着
非常重要的任务,这是因为现代航空电子系统的
综合程度高,软件复杂,敏感单元多,天线既多又
密,对环境非常敏感,地面环境很难代替空中.一
般说来,包括雷达和电子战的航空电子系统在空
中它机试飞的时间需要有几百飞行小时.
总之,现代战斗机应用的新技术越多,它机试
飞越需要.
1.5　现代战斗机试飞的组织管理
一流飞机的诞生需要有一流的设计、制造,也
需要有一流的试飞.而从事一流试飞又必须有一
个集研制、试飞和使用方于一体的联合试飞力量.
基于这种理念,现代试飞的组织管理出现两个原
则:即联合试飞和主场地原则.所谓联合试飞,即
飞机及其系统的研制厂所,试飞鉴定单位和使用
部队共同组织一个试飞队伍,从制定试飞方案和
计划到处理和分析技术问题,分工负责,共同磋
商,相互支持.对于一个重大型号来讲,参加这种
试飞的人数多达数百人.
为了开展联合试飞,在试飞地点的选择上采
用主场地原则(principale site),即整个试飞尽可能
集中于一地进行.力求避免重复,缩短周期,也便
于集中优势力量让试飞顺利进行.
2　飞行试验技术
任何一种航空新技术应用都要有相应的新的
试飞手段来考核验证.或者是试飞新机动动作,或
者是新采集记录方法,或者是新的数据处理软件.
但是对现代战斗机来说,对飞行试验技术影响最
大的莫过于电传飞机的飞行控制系统,这里仅就
这方面的某些试飞科目做一简述.
2.1　飞控系统稳定裕度试飞
控制系统稳定裕度测试这是一般实验室利用
通用设备进行的一项常规工作.但是要在飞行中
测试飞行控制系统的稳定裕度就要解决许多特殊
问题.
1)系统输入
系统的输入是驾驶杆力或位移,它是通过驾
驶员手工扫频来实现的.频率为0·2~5Hz.要求
驾驶员从低频到高频连续扫瞄,尽可能使各个频
点有足够的谐波信息.扫频的幅值要适当大,以便
克服非线性影响.不同频率下的幅值也尽可能保
持相等.与此同时,还要尽可能保持飞行状态不
变.要做到这一点主要靠试飞员平日训练,特别是
飞行模拟器上的训练.
2)系统输出
系统输出点的选择要根据系统状态,因为飞
控系统是一个多回路系统,多个操纵舵面,且舵面
之间有交联.一般说来,将驾驶杆指令作为输入,
而系统总反馈信号作为输出,计算出开环频率特
性,即可得出系统的相位储备和增益储备.特殊情
况下,需要测试某一特定控制环的稳定储备,只要
这个特定控制环的输入和综合反馈信号是可测
的,或是间接可测的.
3)数据处理
可以采用专用的频率特性处理软件得到系统
频率特性,但是对信号的滤波处理非常重要,它直
接影响处理结果的有效性.
2.2　颤振激励
颤振试飞历来是飞机试飞中最受关注的课
题,因为它直接影响飞行安全.颤振激励的方式很
多,其中火箭激振是传统的试飞方法,这种方法简
单、作用时间短,特别在全加力或俯冲状态情况
下,作用时间显得十分宝贵,但对于电传操纵的飞
机来说,必须采用一种新型的颤振激励系统,即用
一种机载信号发生单元将各种激励信号通过飞控
舵机驱动舵面,从而激励飞机结构和系统响应.这
种激励方法的优点是各谐波激励能量集中,效果
好;更重要的是,这种方法能测取所需测量点的输
入信号,从而进行频率特性分析,得出气动伺服弹
性(ASE)稳定裕度.这种方法的最大问题是把飞
控系统的动态特性带入整个系统动态特性中去.
这就要求数据处理分析中把这些特性分辨出来,
以便进行结构动特性分析.另一方面,由于舵机频
带限制,使高达50~70Hz的结构模态很难激励出
来,这就要求在激励幅值的选择上采取随频率变
化,激励幅值也自动改变.如果不这样做,从低频
到高频采用同一幅值,要么低频响应过大,影响安
全;要么高频响应激励不出来,无法分析.
各种激励方法都有其优缺点,发展趋势是用
多种激励方法进行关键状态的颤振试飞,以便得
出合理和可靠的结果,所付出的代价是增加了飞
行起落和时间.值得注意的是,利用飞行中大气紊
流对飞机激励响应,进行颤振分析是极有前途的,
既安全又节省.事实表明,许多情况下大气紊流的
激励能量是相当可观的,甚至比人工激励的能量
还要大.
还应该指出,在新机试飞中采用的颤振激励
系统(FES)不但用于颤振和ASE激励,还可以进
行飞控稳定裕度试飞.尤其是航向系统稳定裕度
试飞,必须依赖这种设备,因为驾驶员很难用脚蹬
去进行人工扫频.FES还可以产生其它信号进行
其它科目的试飞,如:阶跃、脉冲,“3211”等,这对
操稳分析和系统辩识具有极重要的意义.总之,
FES对于试飞工程师们来说具有无限的潜力.
2.3　人机闭环飞行品质试飞
只要是有人驾驶飞行器都有人机闭环飞行品
质问题.由于电传操纵系统具有突出的高阶性、高
增益性和时间延迟,加上系统内增加了各种信号
交联,使得飞机和驾驶员行为之间的耦合关系更
为复杂.在一般情况下,因为控制律不断的优化和
迭代,使电传飞机具有优良的飞行品质;但在特殊
情况下,如驾驶员执行高增益的任务,就有可能形
成飞行品质的突降(cliff),产生人机闭环耦合振
荡.因为这种情况不是经典的开环品质指标所能
反映的,所以现代战斗机试飞强调人机闭环飞行
品质试飞.这种试飞就是给飞行员一个高增益任
务,如精确跟踪、空中加油、定点纠偏着陆等等,飞
行结果和结论主要依赖驾驶员定性评述,参考一
定的飞行参数,甚至整理出一定的闭环性能指标,
如HQDT(跟踪操纵品质)等.应指出的是,这些试
飞验证能说明一定问题,但不能说明全部问题.主
要原因是所谓的驾驶员高增益与心理有关,很难
形成和确定.截止目前为止,没有一套公认的、可
用于工程判断的性能指标去辩识是否存在可能的
驾驶员诱发振荡(PIO)问题.既要按常规品质规范
检查各种开环指标要求,也要进行人机闭环飞行
品质试飞.同时,还要用变稳飞机对试飞员进行飞
行品质培训.
应该特别指出的是,速率饱和非线性是造成
人机闭环耦合振荡的主要因素之一.如果由于某
种原因,如临近跑道的局部气流扰动引起驾驶杆
修正过快过大,造成飞控系统速率饱和,从而使飞
机响应对操纵指令的相位滞后达到180°,形成
PIO,这是一种非常危险的情形.不少电传飞机失
事都与此相关,对此应引起新机研制者和飞行试
验工程师足够警惕,应从飞控系统研制、飞行员培
训和飞行试验方案上做更多的工作,防止事故发
生.
2.4　大迎角试飞
航空技术愈发展,大迎角试飞变得愈重要.
过去的战斗机研究大迎角主要是研究飞机气动特
性,防止飞机进入失速/尾旋,一旦进入如何改出,
保证飞行安全.那时的飞机机动只把迎角使用到
十几度的范围;今天的三代机除研究它的气动特
性外,还要研究大迎角的控制律,把正常的飞机使
用机动迎角扩展到限制器的范围,例如近30°,而
且要验证控制律能否自动防止进入失速/尾旋,一
旦进入也能自动改出到安全范围.随着矢量推力
技术的应用,下一代战斗机把飞机更大范围的迎
角作为正常使用迎角,即过失速机动,使用迎角达
50°以上.所有这些都必须通过飞行试验来验证,
迎角越大,地面风洞数据可靠性越需要飞行试验
来验证.
对现代战斗机的试飞,大迎角试飞分为可控
区和非可控区两个阶段,在迎角限制范围内为可
控区;在迎角限制器范围之外为非可控区.在可控
区范围内,通过试飞来考核飞机在20°~30°迎角
范围的操纵性和稳定性;确定最小机动速度和最
小平飞速度;检查和验证迎角限制控制律的正确
性和合理性.在试飞方法上,用常规的操纵动作,
如阶跃、脉冲、扫频、纵横航向复合操纵来考核飞
机的飞行品质.不过其操纵幅值较常规操纵要大,
逐步达到极值,操纵速度也偏于急猛.因为在迎角
限制器范围内,失速迎角尚未确定,但确定最小机
动速度和最小平飞速度对部队使用又非常重要,
为此用保持45°稳定盘旋所达到的表速确定为最
小机动表速;用稳定平飞所达到的最小表速作为
最小平飞表速;用收敛转弯和减速转弯来验证迎
角限制器边界.应该指出,即使进行可控区内的大
迎角试飞也应该采取适当的安全措施.这种措施
应包括两个方面:一是在控制律中设置临时限制
边界,即在最大边界内按2°之差设置2个临时边
界,即αmax-4°和αmax-2°,逐步达到αmax;另一个
措施是加装反尾旋伞,一旦由于某种特殊原因使
飞机进入失速/尾旋,通过正常方式又无法使飞机
改出来时,可以通过反尾旋伞使飞机恢复到可控
状态.有了这些措施,还可以进行一些较为激烈的
战术机动动作来考核迎角限制器的可靠性.如果
这些试飞表明,飞机还有放宽迎角限制器的潜力,
还可以在αmax的基础上按2°的增量适当扩大飞机
的迎角限制包线.
可控区试飞结束后,应进行超出α限制值的
非可控区的大迎角试飞.进入该区有两种方法:一
是使用飞控系统的直链摸态,直接进入失速/尾旋
试飞,前提是此时飞机应可控;另一种方法是人工
切断迎角限制器,试飞员通过正常系统使飞机进
入非可控的大迎角区,首先考核飞机失速和偏离
特性以及反尾旋摸态的功能和可靠性;最后还要
进行失速/尾旋试飞,确定飞机大迎角气动特性以
及进入失速/尾旋后的改出方法.
大迎角试飞是一项风险性极大的试飞科目,
最大风险在于飞机的行为难以准确予测.为了减
少风险,作好充分的技术准备是非常必要的,包括
仔细研究风洞试验结果,特别是垂直风洞试验结
果;进行模型试飞,摸清飞机的尾旋摸态和改尾旋
方法;在此基础上,进行充分的地面模拟和试飞员
培训.同时,还要研制和落实有效的反尾旋措施,
一般反尾旋伞更为合适.飞机测试对于尾旋试飞
也特别重要,尤其是迎角传感器,其范围选择和校
准显得更为突出,必要时要专门研制能适应大范
围测试的迎角传感器.
3　飞行试验存在的问题
几年来,飞行试验事业有了质的飞跃.从试飞
技术、设施建设、试飞员培训、软件开发、机务保障
以及试飞组织管理等各方面都有长足的进步.但
是我国的飞行试验仍然存在许多不足之处.
1)对飞行试验的认识较为肤浅
许多人简单认为,试飞是型号研制的最后阶
段,没有从顶层上、从深度上把它作为一个系统的
工程科学来认识.一种新型号,往往一到试飞就急
功近利,急于求成.正确的做法是从工程总体方案
中就应规划试飞,从飞机设计开始就要进行飞行
试验设计,从投入和周期上都要给飞行试验留有
充分的余地.应该认识到,所谓原型机不过是为了
达到使用技术要求而研制出来的试验机.有了这
个思想,许多飞行试验的问题在设计中均应考虑.
试飞员和试飞工程师是飞机设计成员的一部分.
只有这样才不至于使型号试飞过于吃力,捉襟见
肘,甚至把许多重要问题留到部队使用中.
2)预研和技术攻关不够
试飞是一门实践性极强的科学,要与时俱进,
许多技术发展要领先研究.由于基础工作开展得
不够扎实,真正到了型号定型试飞,时间和人力都
不允许做过细工作,这势必影响试飞的安全、质量
和效率;有些最基础的科目都无法全面进行.
3)它机预先验证不够
型号试飞的一个基本原则是:能在地面解决
的问题不要带到天上;能在它机上分担的风险,不
要带到本机上.对这个基本原则贯彻不够.特别是
航空电子系统.航空电子系统本机试飞周期最长,
实际起落不多,大部分时间在排故和优化系统.有
些功能和性能考验不充分.飞机到了部队还在不
断改,不断飞,难以形成战斗力.不能不说是一种
教训.美国F22的航电软件系统在地面综合试验
达1~2万小时,在波音757飞机改装的电子试验
机上综合飞行达4~5百小时.他们的做法值得借
鉴.
4)试飞员培训仍有较大差距
与国际水平相比,试飞员理论和实践培训都
不够,与国际交流也非常不够.在一些人的头脑
里,似乎试飞员和飞行员没有多大差别,这是试飞
科目进行得不够深入的重要原因之一.
5)试飞与设计结合的不紧密
当前飞机设计介入试飞的深度有了改观,但
试飞介入设计的深度太浅,这种情况直接影响到
试飞的质量.应该说这是两门学问,彼此不能相互
代替,只能是互相结合,才有利于航空事业的发
展.
4　结　论
1)现代战斗机飞行试验的特点是试飞起落
多;机载采集记录和地面实时监控参数多;更大程
度依赖地面设施支持;它机试飞是现代战斗机试
飞工作的重要组成部分;在组织管理上贯彻联合
试飞和主场地原则.
2)在试飞技术上,电传操纵的应用使现代战
斗机的试飞技术与以往飞机有很大区别,如飞控
稳定裕度试飞;颤振/ASE试飞;人机闭环飞行品
质试飞;大迎角试飞等等,都必须高度重视.
3)虽然我国飞行试飞技术较以前有了很大
的提高,但仍然存在许多问题有待于去思考和改
进.这些问题主要是对飞行试验的认识肤浅,对试
飞技术的予研和攻关不够,对它机试飞的作用重
视不够,对试飞员的技术培训有待加强;试飞和设
计彼此之间的融合仍需努力.