航空结构材料

航空航天超高强度钢的研究现状

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1xx材料学院xx班xx号

2xx材料学院xx班xx号

摘要：室温条件下抗拉强度大于1400 MPa、屈服强度大于1200 MPa的钢被称为超高强度钢，通常还要求具有良好的塑韧性、优异的疲劳性能、断裂韧性和抗应力腐蚀性能。超高强度钢是应用范围很广的一类重要钢种，大量应用于火箭发动机壳体、飞机起落架、防弹钢板等性能有特殊要求的领域。按其物理冶金学特点，超高强度钢大体可以分为低合金超高强度钢、二次硬化超高强度钢和马氏体时效钢。目前，典型的低合金超高强度钢是AISI 4340 和D6AC；典型的二次硬化型中，合金超高强度钢是HY180 和AF1410。

关键字：航空航天；超高强度钢；研究现状。

1. 引言

随着航空工业的快速发展，开发强度高(1586～1724MPa)、断裂韧性好(125 MPa·m1/2)、可焊接性好的新型航空材料成为发展方向。以往的通过改变合金成分来提高超高强度钢的强度和韧性已很困难，所以要想有所突破，就要从开发新工艺、新技术方向着手，为此就很有必要深入学习超高强度钢的研究发展历程以及其制造工艺。

2. 超高强度合金钢材料的研究进展

2.1低合金超高强度钢

AISI 4340是最早出现的低合金超高强度钢，也是低合金超高强度钢的典型代表。美国从20世纪40年代中期开始研究4340钢，通过降低回火温度，使钢的抗拉强度达到1600~1900MPa。1955年4340钢开始用于F-104飞机起落架。

300M钢在1966 年后作为美国的军机和主要民航飞机的起落架材料而获广泛的应用，F-15、F-16、DC-10、MD-11 等军用战斗机都采用了300M 钢，此外波音747 等民用飞机的起落架及波音767 飞机机翼的襟滑轨、缝翼管道等也采

用300M 钢制造。

尽管以4340 和300M 钢为代表的低合金超高强度钢具有高强度，但它们的断裂韧性和抗应力腐蚀能力都比较差，因而其应用受到了一定的限制。美国于60 年代初开始研制D6AC，由AISI 4340 钢改进而成，被广泛用于制造战术和战略导弹发动机壳体及飞机结构件。到了70 年代中期，D6AC 逐渐取代了其它合金结构钢，成为一种制造固体火箭发动机壳体的专用钢种。美国新型地空导弹“爱国者”，小型导弹“红眼睛”，大中型导弹“民兵”、“潘兴”、“北极星”、“大力神”等，美国航天飞机的φ3.7m助推器壳体也采用D6AC 钢制造。D6AC 还曾用于制造F-111飞机的起落架和机翼轴等。

苏联开始研制低合金超高强度钢的时间大体上与美国同步，具有自己的钢种体系，最有代表性的是30XГCH2A 和40XH2CMA（ЭИ643）钢。40XH2CMA 是在40XH2MA 基础上发展起来的，40XH2CBA是用W代替40XH2CMA中Mo而成的。近十几年来他们又研制了新型经济型的低合金超高强度钢35XCH3M1A(BKC-8)和35XC2H3M1ФA(BKC- 9)，其抗拉强度分别可达到1800~2000MPa 和1950~2150MPa。

我国低合金超高强度钢的研究开始于20世纪50年代，一是仿制国外已有的牌号，五六十年代主要以仿制前苏联的钢种为主，如30CrMnSiNi2A，70年代开始以仿制美国的钢种为主，如4340、300M、D6AC 等。二是根据我国的资源情况和工程的需要，自主开发研制了具有我国特点的低合金超高强度钢，如406钢等。我国成功仿制了一系列国外钢种，在许多重大工程中发挥了很大作用。最早研制的30CrMnSiNi2A是仿制前苏联30XГCH2A钢生产的。70年代开始仿制美国的钢种，最具代表性的有40CrNi2MoA钢，是仿4340钢研制而成的[FS:PAGE]；40Si2Ni2CrMoVA钢是仿美国的300M钢研制的，45CrNiMo1VA是仿D6AC钢研制的。

50年代，我国立足国内资源，走自我研制的道路，先后研制出一系列新型合金钢种，无镍铬的35Si2Mn2MoVA，不含镍的406、D406A、40CrMnSiMoVA(GC-4)，含少量镍的37Si2MnCrNiMoVA等。406钢是我国自行设计、自行研制最成功的典范，它是为解决航天固体火箭发动机壳体材料而研制的超高强度钢。为了提高材料的韧性又开发了D406A。

2.2二次硬化超高强度钢

二次硬化超高强度钢特点是在 480~550℃范围回火(或时效)后，析出合金碳化物产生强化效应，强度和硬度明显提高，具有硬化峰值，表现出二次硬化特征，同时韧性提高。HY180钢是1965 年由美国U.S.钢公司开发出来的优良高韧性超高强度钢，其化学成分(重量百分比) 为：0.10C、10Ni、8Co、2Cr、1Mo，应用于深海舰艇壳体，海底石油勘探装置等，但它一直未能在航空航天结构上获得应用，其原因在于该钢的比强度和韧性虽能满足对低温高压深水潜艇使用要求，但尚不能满足航空航天器对超高强度钢的高强韧性的要求。

随着航空工业的快速发展，开发强度高(1586?1724MPa)、断裂韧性好(125 MPa·m1/2)、可焊接性好的新型材料成为发展方向。为了达到航空构件材料的损伤容限和耐久性，在对Fe10Ni 系合金钢进行的研究基础上，对HY180 进行了改进，1978年开发了AF1410超高强度合金钢，该钢经830℃油淬+510℃时效后，σ0.2≥1517MPa，KIC≥154MPa·m1/2。因此该钢以极高的强韧性、良好的加工性能和焊接性能成为受航空界欢迎的一种新型高强度钢。

在保持AF 1410 超高强度合金钢良好韧性的基础上，为进一步提高其强度及在海水环境中的抗应力腐蚀开裂性能和降低韧脆性转变温度，1992年Carpenter公司开发出Aermet 100 超高强度合金钢。该钢与AF1410 钢相比，强度有了进一步提高(σb≥1930 MPa)，但韧性稍有下降(KIC≥110MPa·m1/2)。Aermet 100是目前综合性能最高的超高强度钢，是新一代军事装备中关键器件的首选材料，美国己成功地将其应用在最先进的F/A-22战斗机起落架和F-18舰载机的起落架上。

我国目前已经成功地研制出具有我国特色的二次硬化超高强度钢。G99是由钢铁研究总院、长城特殊钢公司、航天部703所、东北大学共同承担研制的，该钢的σb >1520MPa，KIC>124 MPa·m1/2，与国外应用最广的AF1410相当，成功用于神舟系列飞船的黑匣子壳体。钢院牵头组织攻关研制了16Co14Ni10Cr2Mo(F206)钢，并成功用于某飞机平尾轴。我国从“九五”期间开始研制Aermet 100钢，超高纯净钢材提纯技术取得重大进展，有害元素S、P、O、N、H控制在ppm量级，总和小于40ppm。抚顺特殊钢公司的试制产品达到了美国Aermet 100钢实物水平，将用于我国四代机和舰载机的起落架。

2.3马氏体时效钢

马氏体时效钢以无碳(或微碳)马氏体为基体的，时效时能产生金属间化合物沉淀硬化的超高强度钢。具有工业应用价值的马氏体时效钢，是20世纪60年代初由国际镍公司(INCO)首先开发出来的。1961～1962年间该公司在铁镍马氏体合金中加入不同含量的钴、钼、钛，通过时效硬化得到屈服强度分别达到1400、1700、1900MPa的18Ni(200)、18Ni(250)和18Ni(300)钢，并首先将18Ni(200）和18Ni(250)应用于火箭发动机壳体。

我国从20世纪60年代中期就开始研制马氏体时效钢，目前已形成1700~2500MPa不同级别十余个钢种，实现了工业化生产。最初以仿制18Ni(250)和18Ni(300)为主，到70年代中期又开始研究强度级别更高的钢种和无钴或节镍钴马氏体时效钢。80年代开发出用于浓缩铀离心分离机旋转筒体用的超高纯、高强高韧的CM-1钢，高弹性的TM210钢。90年代以来研制了C300、C350马氏体时效钢。

18Ni马氏体时效钢含9%的贵重钴元素，而我国钴资源缺乏，80年代以来国际市场钴价不断上涨，因此国内大型固体火箭发动机壳体一般不选用这种材料。近十几年来国外无钴马氏体时效钢的开发取得了很大进展。90年代，国内在18Ni 马氏体时效钢的基础上，采用取消钴元素，提高镍、钛含量的方法，成功研制出了T250、T300马氏体时效钢。T250马氏体时效钢力学性能为: σb~1760MPa、σ_0.2>1655MPa、KIC>80 MPa m^1/2，是制造我国固体发动机壳体的新一代材料。2006年，宝钢特殊钢分公司、抚钢、安大厂和太钢等单位联合攻关，成功试制出直径为1200mm的T250钢固体发动机壳体，已用于某航天型号。

3. 铝合金的制造工艺研究进展

3.1低合金超高强度钢

低合金超高强度钢合金元素含量少（<5%），经济性好，强度高，屈强比低，但韧性相对较低。此类钢是通过淬火和低温回火处理获得较高的强度和韧性，钢的强度主要取决于钢中马氏体的固溶碳浓度。含碳量增加，钢的强度升高；而塑性和韧性相应降低。因此，在保证足够强度的原则下，尽可能降低钢中含碳量，一般含碳量在0.30~0.45%。钢中合金元素总量约在5%左右，Cr、Ni和Mn在钢

中的主要作用是提高钢的淬透性，以保证较大的零件在适当的冷却条件下获得马氏体组织，Mo，W和V的主要作用是提高钢的抗回火能力和细化晶粒等。

为了抑制低合金超高强度钢回火脆性，1952 年美国国际镍公司开发了300M 钢。该钢通过添加了1~2％的硅来提高回火温度（260~315℃），并可抑制马氏体回火脆性。尽管以4340 和300M 钢为代表的低合金超高强度钢具有高强度，但它们的断裂韧性和抗应力腐蚀能力都比较差，因而其应用受到了一定的限制。

苏联开始研制低合金超高强度钢的时间大体上与美国同步，具有自己的钢种体系，最有代表性的是30XГCH2A 和40XH2CMA（ЭИ643）钢。30XГCH2A 是在30XГC 基础上加入1.4~1.8%的镍而得到的低合金超高强度钢，由于镍的加入提高了钢的强度、塑性和韧性，也提高了钢的淬透性，由此改良和派生出了一系列钢种。

3.2二次硬化超高强度钢

H—11钢是最早研制成功和使用的中合金超高强度钢。钢的含碳量约0.40％，含铬5％。钢的淬透性高，一般零件在空气冷却条件下即可获得马氏体组织。经500C回火时，析出M2C(M表金属元素)和V4C3，产生二次硬化效应，钢的强度达到1962MPa以上。该类钢具有较高的中温强度，除用于制做热作模具外还制做飞机发动机后框架等，在400～500℃工作条件下能承受较高的应力。 9Ni-4Co系列钢是高韧性超高强度钢，按照强度级别含碳量范围0.20～0.45％，通常使用的有HP9—4—20和HP9—4—30，含碳量分别为0.20％和0.30％。该类钢经820℃加热后油淬，450～550℃回火，抗张强度为1400～1600MPa，断裂韧度达到90MPa√m以上。

AFl410钢近年来受到了航空和航天部门的极大重视，该类钢含有M、Co、Cr 和Mo等合金元素(表2·12．2)，经固溶和油淬处理形成高位错密度板条马氏体，在板条边界分布有少量残留奥氏体。时效处理析出弥散分布的合金碳化物，从而

获得高强度和高韧性。从表2·12·2看出，钢中琉、磷含量控制到极低的水平，氮和氧分别为3ppm和7ppm。因此，AFl410钢必须选用低硫、磷精料，采用真空感应和真空自耗重熔双联工艺，获得超纯净钢。经油淬和时效处理，抗拉强度为1620MPa，断裂韧度达到190 MPa·m。加入稀土金属可改变非金属夹杂物的形态和分布，进一步提高钢的韧性。AFl410钢不仅强度高，韧性好，可焊性好，并且具有较高的抗应力腐蚀性能。

3.3马氏体时效钢

该类钢含碳量极低，含有18～25％Ni。从820～840℃固溶处理冷却到室温时，转变成微碳Fe-Ni马氏体组织，其韧性较Fe-C马氏体为高，通过450～480℃时效，析出部分共格金属间化合物相(Ni3Ti、Ni3Mo),达到较高的强度。镍可使钢在高温下得到单相奥氏体，并在冷却到室温时转变为单相马氏体，而具有较高的塑性。同时镍也是时效强化元素。钴能使钢的马氏体开始转变温度升高，避免形成大量残留奥氏体。Co在钢中的作用是提高Ms点，减少残留奥氏体量，降低Mo在马氏体中的固溶度，增加Mo的沉淀强化效应。马氏体时效钢经固溶和时效处理，析出金属间化合物Ni3Mo、Ni3Ti和Ni3A1等产生弥散强化效应。其中性能好，使用最广泛的是18Ni马氏体时效钢。根据Mo和Ti含量不同，可获得几种强度级别的钢种(表2．12·3)。

马氏体时效钢在固溶处理后为超低碳马氏体组织，加工硬化指数低，冷加工成型性好。在固溶状态下可焊性好，采用钨极氩气保护焊不需要预热和后热。热处理时零件变形小，尺寸稳定。但合金元素含量高致使钢的成本增高。马氏体时效钢具有独特的优点，在较高的强度条件下使用安全可靠性好，固体火箭发动

机壳体用18Ni马氏体时效钢，使用强度为1750MPa，浓缩铀离心分离机旋转简体用马氏体时效钢，使用强度达到2450MPa。

4. 结束语

当今世界国与国之间科技、经济实力的竞争集中体现在航空航天，军事上的竞争。而轻金属和超高强度钢作为航空航天，军事装备的重要结构材料往往对其发展起着至关重要的作用。如果轻金属与超高强度钢的发展上不去将严重制约我国在航空航天及军事领域的发展，所以可以预见到轻金属与超高强度钢将具有极其广阔的发展前景和应用。

参考文献

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[3]陈亚莉. 国外航空材料发展现状与趋势[J]. 军民两用技术与产

品, 2011(6): 15-17

高温结构材料

高温结构材料 作者：10063122翁丰壕10063121温可明 关键词：高温合金金属间化合物 摘要：在材料中，有一类叫结构材料，主要利用其强度、硬度韧性等机械性能制成的各种材料。金属作为结构材料，一直被广泛使用。但是，由于金属易受腐蚀，在高温时不耐氧化，不适合在高温时使用。高温结构材料的出现，弥补了金属材料的弱点。这类材料具有能经受高温、不怕氧化、耐酸碱腐蚀、硬度大、耐磨损、密度小等优点，作为高温结构材料，非常适合。下面我们来了解高温结构材料的几种主要类型，制造工艺，应用现状及发展趋势，以便为我们的研究指明方向。 引言：随着工业文明的发展，全球一体化的深入，对深空世界的探索，人类对各种材料的要求也越来越高，特别是航空航天领域，对材料的耐高温性能有着近乎苛刻的要求。我们明白，只有提高材料的各项性能，才能让我们的飞行器更快，更强，所以对高温结构材料的研究，一直是我们注重的方向。 一、高温结构材料主要类型：高温合金：指在650°C以上温度下具有一定力学性能和抗氧化、耐腐蚀性能的合金。目前常是镍基、铁基、

钴基高温合金的统称。金属间化合物：金属与金属或与类金属元素之间形成的化合物。难熔金属合金：有将熔点高于锆熔一般指熔点高于1650℃并有一定储量的金属（钨、钽、钼、铌、铪、铬、钒、锆和钛），也点（1852℃）的金属称为难熔金属。以这些金属为基体，添加其他元素形成的合金称为难熔金属合金。等等 二、高温结构材料的应用现状：1.镍基高温合金在整个高温合金领域占有特殊重要的地位，它广泛地用来制造航空喷气发动机、各种工业燃气轮机最热端部件。若以150MPA-100H持久强度为标准，而目前镍合金所能承受的最高温度〉1100℃，而镍合金约为950℃，铁基的合金〈850℃,即镍基合金相应地高出150℃至250℃左右。所以人们称镍合金为发动机的心脏。目前，在先进的发动机上，镍合金已占总重量的一半，不仅涡轮叶片及燃烧室，而且涡轮盘甚至后几级压气机叶片也开始使用镍合金。与铁合金相比，镍合金的优点是：工作温度较高，组织稳定、有害相少及抗氧化搞腐蚀能力大。与钴合金相比，镍合金能在较高温度与应力下工作，尤其是在动叶片场合。镍合金具有上述优点与其本身的某些卓越性能有关。镍为面心立方体，组织非常 高温合金生产用关键设备真空炉

A380飞机结构的先进材料和工艺

A380飞机结构的先进材料和工艺 技术分类：工程材料来源：慧聪网发表时间：2008-01-09 A380的寿命要达到40-50年，因此必须选用先进且新型材料和工艺技术，为未来飞机搭建技术平台。这些技术不仅经过了大量全尺寸试验验证而且经过了航空公司维修专家的评审(符合检查和维修标准)。 A380结构设计准则(见图1)。重复的拉伸载荷加上载荷的变化将会在金属结构内产生微小的疲劳裂纹。裂纹增长速度以及残余强度(当裂纹产生时)将指导选择何种材料。为了防止结构由外物损伤，需要考虑材料的损伤容限性能。 压力载荷需要考虑采用屈服强度和刚度好的材料，以增加稳定性。抗腐蚀能力是选择材料和工艺的另一个重要准则，尤其是在机身下部。选择材料和工艺目标的一部分是使结构轻量化。因此，复合材料是很好的选择，但必须了解设计准则和维修需要。材料的选择不仅仅是考虑设计准则，同时还要考虑生产成本和采购问题。 1. 新型且先进的金属材料 从A380选材的分布来看(见图2)，铝合金占的比重最大，达机体结构重量的61%，因此要实现性能改进，必须开发创新的铝合金材料和工艺技术，具体是提高强度和损伤容限，加强稳定性并提高抗腐蚀能力。尤其是在A380机翼部位(机翼的80%以上是铝合金材料) 要提高性能。

A380-800飞机在铝合金结构上取得的主要成就包括： ·在机身壁板上引用了很宽的钣金材料，减少了连接件从而减轻了重量; ·在主地板横梁上采用了先进的铝锂合金挤压件，在这一部位的应用可与碳纤维增强塑料相媲美; ·在机翼大梁和翼肋上选择了新型7085合金，这种合金在很薄的板材和很大锻件上性能优于通常的高强度合金;钛合金由于具有高强度、低密度，高损伤容限和抗腐蚀能力使其代替钢而广泛应用，但是它的高价格使其应用受到限制。在A380的结构中，钛合金用量较空中客车其它机型有所增加，达到10%。仅仅挂架和起落架的钛合金用量就增加了2%。 ·A380挂架的主要结构是空中客车公司第一次采用全钛设计。在A380飞机上采用最广泛的钛合金是Ti-6Al-4V，在B退火状态下最大的断裂韧性和最小的裂纹增长速度。 ·在A380上第一次采用了新型钛合金VST55531，这种新的钛合金是空中客车公司与俄罗斯制造商共同开发的，能够为设计者提供良好的断裂韧性和高强度综合性能。这种合金目前用于A380飞机的机翼和挂架之间的连接件，进一步的应用还在研究当中。 2. A380复合材料的应用 A380复合材料的主要应用见下图3。

飞机结构完整性研究现状及发展方向

第23卷　第3期　2005年9月 飞　行　力　学FL IG HT DYN AM ICS V ol.23　N o.3Sep.2005　 收稿日期:2005-02-01;修订日期:2005-07-05 作者简介:屈玉池(1961-),男,陕西长安人,研究员,主要从事航空发动机结构强度与科技情报信息管理研究。 飞机结构完整性研究现状及发展方向 屈玉池1,2,晁祥林2,陈　琪2 (1.西北工业大学航空学院,陕西西安710072;2.中国飞行试验研究院情报档案中心,陕西西安710089) 摘　要:飞机结构完整性是确保飞机安全寿命的重要条件之一。简要介绍了结构完整性在飞机设计中的发展进程及其作用;以F -4C /D 和F -16飞机为例,叙述了结构完整性在飞机结构设计和验证中的应用情况;最后指出 当前我国结构完整性技术的研究现状,以及下一步的研究重点。 关　键　词:飞机结构完整性;军用规范;载荷谱;损伤容限 中图分类号: V 215 文献标识码: A 文章编号:1002-0853(2005)03-0009-04 引言 飞机结构完整性大纲是从1957年B -47飞机出 现疲劳问题后提出的,由此对飞机结构完整性的研究逐步形成并得到发展,在飞机结构分析中的应用于1970年前后发生飞跃。1969年,一架F-111飞机由于机翼关键接头存在漏检裂纹,仅100飞行小时就发生事故;在此期间,C-5A 疲劳试验样机也过早地产生开裂现象。所以,1975年12月发布的《M IL-STD -1530A 美国空军结构完整性大纲(ASIP )》增加了结构损伤容限和耐久性分析以及地面试验要求,提高了对飞机结构完整性要求[1]。在以后的十几年中,结构完整性技术有了进一步的发展,并形成了《M IL -A -87221(U SAF )飞机结构通用规范》和《M IL-A-8860B(AS)飞机强度和刚度系列规范》。这些规范在近十几年来广泛用于飞机结构设计和验证。随着断裂力学、概率断裂力学的发展,在结构完整性要求的损伤容限、耐久性等分析中又融入了概率统计方法,使解决随机因素下结构发生破坏问题成为可能,进一步完善了结构完整性理论和方法。 1　飞机结构完整性研究进展 在1970年以前的结构完整性大纲中,结构分析的重点是静强度和“安全寿命”疲劳设计方法。该方法利用了一种假设,即用疲劳样机代表所有的生产型飞机,假定部队所用飞机的“安全寿命”为疲劳样 机寿命的四分之一。然而,正是在关键结构部位存在没有检测出的较大的初始裂纹引发了F -111飞机事故。该事故说明,所采用的安全寿命疲劳设计分析方法存在缺陷,所做的全部疲劳试验并不能预测出这类飞机结构破坏,因此,所应用的M IL-A-8860系列飞机强度和刚度规范不能满足飞机结构完整性要求,迫切需要一种新的满足结构完整性要求的评估飞机安全寿命的分析方法,由此推动了飞机强度和刚度规范的改进和飞机结构完整性技术的发展。 在1970～1980年执行的飞机结构完整性大纲中,结构安全寿命要求通过损伤容限和耐久性分析体现,并以规范的形式得以贯彻,使飞机结构能承受在制造、维修或服役期间所形成的裂纹而正常服役。美国军用规范M IL -A -83444规定了飞机结构的损伤容限要求;M IL -A -008666B 规定了耐久性要求;M IL -A -8867A 规定了地面试验要求。这三部规范反映了当时有关耐久性、损伤容限和地面试验的技术现状,并与其它结构规范共同构成了M IL-STD-1530飞机结构完整性大纲框架。 M IL-STD-1530A 把损伤容限和耐久性要求分开,损伤容限用破损-安全概念或缓慢裂纹扩展概念设计实现。为了满足耐久性要求,规定试验中所验证飞机的经济寿命必须大于设计服役寿命。在飞机结构评价中,损伤容限和耐久性要求还用来决定部队对飞机结构的维修计划,并提供检查、修理的方法和预期的时间。 近十几年来,结构完整性技术有了更进一步的

高温结构材料

高温材料探究作业 一、设计方案 陶瓷涂层硬质合金材料 1.YG15为基体（WC85% Co15%）氧化铝/碳化硅复相纳米陶瓷为涂层材料 采用溶胶-凝胶方法或者大气等离子喷涂方法 2.YG15为基体（WC85% Co15%）含有稳定氧化钇的氧化锆陶瓷为涂层材料 采用蒸敷法（PVD物理气相沉积）或者等离子喷涂方法 二、设计思路及原理 所需高温材料包括以下几个要求： 1.工作温度大于等于1300摄氏度。 2.抗弯强度大于1500兆帕、抗压强度大于2000兆帕。 3.大于1300度时材料具有良好的抗氧化及抗腐蚀性能。 4.抗热震性、抗热疲劳性能好。 5.脆性低于硬质合金。 （一）设计思路分析 常见耐高温金属的最高熔点接近1500度，但升温至1300度以上材料势必软化，故单纯采用常见耐高温金属不可取。 常见陶瓷材料或陶瓷金属材料具有很强的耐高温性抗氧化性抗腐蚀性，但陶瓷类材料的抗弯强度最高理论强度只有1500兆帕（Mo2NiB2、Y-PSZ），而大多数陶瓷材料抗弯强度只有500兆帕左右，抗压强度文献中都没有记载，故单纯采用陶瓷类材料不可取。 常见C/C复合材料高温性能、良好，但抗弯强度很低，大多只有200兆帕左右。故不适合。 由此可见采用涂层复合材料的方法使陶瓷材料的高温性能和金属的抗弯压性能相结合。 通过查阅资料得知：

陶瓷材料具有高熔点、高硬度、高刚度及良好的化学稳定性，然而其陶瓷抗弯强度低、韧性差在很大程度上影响了其应用。为改善脆性通常以复合材料形式出现，但传统陶瓷复合材料的韧性仍不够。采用热喷涂技术在金属表面上制备陶瓷涂层，将其优点与金属材料的优点结合起来获得各种功能涂层，正在成为当代复合材料领域的一个重要分支。陶瓷涂层刀具拥有和硬质合金相近的强韧性的同时保持陶瓷的耐磨耐高温等性能[1]。 文献中记载的陶瓷涂层材料很大一部分是作为刀具方面和航空耐高温材料方面的应用，故我们主要从这两个方面着手探究。 根据目前可以查到的资料筛选出： 1.用热敷法（PVD的一种）制备以镍基金属为基体表面复合含有稳定氧化钇的 氧化锆陶瓷的复合材料【2】。 2.用溶胶-凝胶法制备以YG、YT为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【3】。 3.用等离子喷涂法制备以MCrAlY为基体表面复合Al2O3陶瓷的复合材料【2】。 （二）主要设计原理 1．YG15抗弯强度为2200兆帕抗压强度3000兆帕【4】。 2．Al2O3在1600摄氏度以上转变为阿尔法Al2O3是高温稳定的材料【5】。 3．Al2O3热膨胀系数较低为7.8，与YG15相近【5，7】。 4．Al2O3涂层主要用于绝缘、热障、耐磨、抗腐蚀面层【6】。 5．一般地讲，热膨胀系数越小，材料因温度变化而引起的体积变化小，相应产生的温度应力小，抗热震性越好；材料固有强度越高，承受热应力而不致破坏的强度越大，抗热震性好；弹性模量越大，材料产生弹性变形而缓解和释放热应力的能力越强，抗热震性越好。 6．一般情况下，YG类硬质合金的耐用度取决于材料的红硬性、耐磨性和冲击韧性。YG类硬质合金中含钴量较多时，抗弯强度和冲击韧性好，特别是提高了疲劳强度，因此适于在受冲击和震动的条件下作粗加工用；含钴量较少时，其硬度、耐磨性和耐热性较高，适合作连续切削的精加工。 7．在Al2O3基体中加入第二相碳化硅可大幅改善基体的力学性能和抗热震性【7】。8．利用化学气相沉积方法制备图层可控制图层的弹性模量和膨胀系数，提高复合材料的抗热震性。 9．复相陶瓷的增强机理：根据Griffith方程，临界缺陷尺寸的减小，断裂韧性的提高以及内应力引起的晶界增强都可以引起强度的提高，在复合粉体的球磨混合过程中，SiC分体比较硬，可作为球磨介质发挥作用，能够打散Al2O3粉体中的软，硬团聚体使粉体混合均匀，减少了成型及随后烧结过程中的缺

飞机结构重要资料

单选 1. 直升机尾浆的作用是B A:提供向前的推力B:平衡旋翼扭矩并进行航向操纵 C:提供直升机主升力D:调整主旋翼桨盘的倾斜角 2. 正常飞行中，飞机高度上升后，在不考虑燃油消耗的前提下，要保持水平匀速飞行，则需要采取的措施为D A:降低飞行速度B:开启座舱增压设备C:打开襟翼D:提高飞行速度 3. 2.飞机高速小迎角飞行时，机翼蒙皮的受力状态是A A:上下蒙皮表面均受吸（易鼓胀）B:上下蒙皮表面均受压（易凹陷） C:上表面蒙皮受吸，下表面受压D:上表面蒙皮受压，下表面受吸 4. 3.飞机低速大迎角飞行时，蒙皮的受力状态为C A:蒙皮上表面受压，下表面受吸B:蒙皮上下表面都受吸 C:蒙皮上表面受吸，下表面受压D:蒙皮上下表面都受压 5. 4.垂直突风对飞机升力具有较大的影响主要是因为它改变了C A:飞机和空气的相对速度B:飞机的姿态C:飞机的迎角D:飞机的地速 6. 水平尾翼的控制飞机的A A:俯仰操纵和俯仰稳定性B:增升C:偏航操纵和稳定性D:减速装置 7. 2.飞机低速飞行时要作低角加速度横滚操纵一般可使用C A:飞行扰流板B:内侧高速副翼C:机翼外侧低速副翼D:飞行扰流板和外侧低速副翼 多选 1. 飞机转弯时，可能被操纵的舵面有BCD A:襟翼B:副翼C:飞行扰流板D:方向舵 2. 地面扰流板的作用有AD A:飞机着陆时减速B:横滚操纵C:俯仰操纵D:飞机着陆时卸除升力 3. 对飞机盘旋坡度具有影响的因素有A，B，C，D A:发动机推力B:飞机的临界迎角C:飞机的强度D:飞机的刚度 4. 飞机的部件过载和飞机重心的过载不相等是因为A，C，D A:飞机的角加速度不等于零B:飞机的速度不等于零 C:部件安装位置不在飞机重心上D:飞机的角速度不等于零 5. 梁式机翼主要分为A，C，D A:单梁式机翼B:整体式机翼C:双梁式机翼D:多梁式机翼 6. 从结构组成来看，翼梁的主要类型有B，C，D A:复合材料翼梁B:腹板式C:整体式D:桁架式 7. 机身的机构形式主要有A,C,D A:构架式B:布质蒙皮式C:硬壳式D:半硬壳式 8. 飞机表面清洁的注意事项有A，B，C，D A:按规定稀释厂家推荐的清洁剂与溶剂B:断开与电瓶相连的电路 C:遮盖规定部位，保证排放畅通D:防止金属构件与酸、碱性溶液接触 9. 飞机最易直接受到雷电击中的部位包括A，C，D A:雷达整流罩B:机翼上表面C:机翼、尾翼的尖端和后缘D:发动机吊舱前缘 10. 胶接的优点有: BC A:降低连接件承压能力B:减轻重量、提高抗疲劳能力 C:表面平整、光滑，气动性与气密性好D:抗剥离强度低、工作温度低

航空结构件制造项目进度计划管理

航空结构件制造项目进度计划管理 随着军民融合发展战略的有序推进，航空结构件制造业的竞争也日趋激烈，对制造企业的要求也越来越高，特别是对制造进度和质量的要求达到了近乎苛刻的程度。航空制造企业要想在竞争中保持持续竞争优势，加强其项目进度计划的管理是非常重要的。如何科学有效地将项目管理技术、方式和方法运用到项目管理的全过程中，最终按时保质交付合格产品，满足客户要求，是航空制造企业保持竞争优势的根本要求。因此，航空结构件制造项目的进度计划管理是项目全过程管理中不可或缺的重要一环，有着极其重要的地位与作用。航空结构件制造项目进度计划的管理应采用科学合理的管理手段，确保项目中所涉及的各项工作有序开展。 1航空结构件制造项目进度计划管理概述 1.1航空结构件制造项目进度计划管理的概念 航空结构件制造项目进度计划管理是指对航空结构件制造过程中的工作内容、工作时间以及工作步骤进行合理、细致、科学的编排，其目的就在于确保航空结构件成品能够按期交付，满足飞机装配工作计划要求。而项目进度计划的实施则是以项目进度计划管理为依据，航空结构件制造项目的开展以项目进度计划为指导，同时可通过项目进度计划对项目的全过程进行监督及控制。通过对项目进度计划与实际进度对比分析计划进度与实际进度是否存在偏差，进而决定是否需对工作进行调整或是否需对项目进度计划进行优化，以确保项目的顺利实施。航空结构件制造项目进度计划的主要内容包括收集项目的相关资料，分析各工作的先后关系，计算制造周期，制定项目进度计划。在实际的项目实施过程中，应对制造进度进行跟踪，确认其是否依据制定的进度计划来执行，并对实施中出现的问题进行及时的调整，以确保项目进度计划的合理实施。 1.2项目进度计划的目的

中国民用航空发展史

新中国民航事业是从小到大逐渐发展起来的,大致经历了5个发展阶段,即1949年到1957年的初创时期,1958年到1965年的调整时期,1966年到1976年的曲折前进时期,1977年到2001年新的发展时期，2002年之后的高速发展时期。 1. 1949年以前,我国大陆用于航空运输的主要航线机场仅有36个,包括上海龙华、南京大校场、重庆珊瑚坝、重庆九龙坡等机场,大都设备简陋。除上海龙华和南京大校场机场可起降DC—4型运输机外,一般只适用于当时的DC—2、DC—3型运输机。这些机场历经多年的战乱破坏,急需改造和建设。 2. 初创时期(1949—1957年) 2.1 1949年11月9日,在中国共产党的策动下,“两航”员工发动起义,回归12架飞机,加上后来修复的国民党遗留在大陆的17架飞机,构成了新中国民航事业创建初期飞行工具的主体。“一五”时期,初步更新了机型。到1957年底,中国民航已拥有各类飞机118架,绝大部分机型为苏联飞机。 2.2 在这一时期,民航重点建设了天津张贵庄机场、太原亲贤机场、武汉南湖机场和北京首都机场。首都机场于1958年建成,中国民航从此有了一个较为完备的基地。

3. 调整时期(1958—1965年) 3.1 由于受“大跃进”的影响,中国民航在这一时期的头几年遭受了较大的冲击和挫折,主要问题是:忽视客观经济规律,搞高指标、大计划,造成比例失调;地方航线盲目下放各省、自治区管理;承担了大量非正常的航空运输;不讲经济效益,企业出现亏损。 3.2 1961年开始,民航系统认真贯彻执行中央“调整、巩固、充实、提高”的方针,使民航事业重新走上正轨,并取得较大的发展。 3.3 到1965年,国内航线增加到46条,国内航线布局重点,也从东南沿海及腹地转向西南和西北的边远地区。通用航空的发展在这个时期稳步上升。1965年末,中国民航拥有各类飞机355架。1959年,中国民航购买了伊尔—18型飞机,标志着从使用活塞式螺旋桨飞机,开始过渡到使用涡轮螺旋桨飞机。1963年,中国民航又购买了英国的子爵号飞机,从而结束了长期以来只使用苏制飞机的状况。 3.4 为了适应机型更新和发展国际通航需要,在此期间,新建和改建了南宁、昆明、贵阳等机场,并相应改善了飞行条件和服务

中 国 民 用 航 空 局 飞 行 标 准 司

中 国 民 用 航 空 局 飞 行 标 准 司 编 号： 咨 询 通 告 下发日期： 编制部门： 批 准 人： 机组资源管理训练（征求意见稿） 1、目的 本咨询通告旨在为设计、实施、强化、评估机组资源管理（Crew Resource Management,以下简称CRM）训练提供指导、并供局方对合格证持有人的机组资源管理训练进行批准时使用。 2、依据 本咨询通告依据中国民用航空规章《民用航空器驾驶员、飞行教员和地面教员合格审定规则》（CCAR-61部）、《一般运行和飞行规则》（CCAR-91部）、《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》（CCAR-121部）、《飞行训练中心合格审定规则》（CCAR-142部）制订。 3、适用范围 本咨询通告适用于按照121部要求应为驾驶员和客舱乘务员提供CRM 训练的合格证持有人，按照91部K章要求应为机组成员提供CRM训练的航空器代管人，以及为他人提供CRM训练的142部合格证持有人。上述合格证或运行规范持有人之外的其他运营人或人员，以及按照135部要求培训驾驶员和客舱乘务员及其他客舱工作人员的合格证持有人，在进行有关人为因素训练时也可以参考本咨询通告。

4、背景 航空事故调查表明，在多人制机组运行过程中，大部分事故与事故征候都涉及CRM问题，这类问题主要包括：沟通不畅、不妥当的团队决策、不胜任的领导、情景意识下降或丧失、工作负荷和驾驶舱资源管理不当等。究其根本原因，有两个方面的问题尤其值得关注。首先，传统飞行训练的重点在于培养驾驶员的技术能力（主要体现为技术知识与操纵技能），偏重于个体的表现，同时认为个体表现的熟练和技术水平代表机组整体的熟练和技术水平；对于心理状态控制、团队集体决策、共同工作效率的提高等CRM能力的培养明显不足或缺失。其次，随着航空技术越来越先进，航空器控制自动化程度越来越高，飞行过程的控制方式，由传统的以“操纵”为主转变为“监视-决策-控制”为主，更加强调在复杂系统工作环境中，人类角色的优化，从而对机组的CRM能力提出了更高的要求。 航空业界现在已经形成共识，机组的技术能力与CRM能力对安全、高效飞行是同等重要的。CRM无法解决飞行技术知识欠缺和操纵技能低劣所造成的问题。同样，如果机组成员之间缺乏有效的协作与配合，飞行安全和效率也会受到极大影响。因此，在重视飞行技术知识与操纵技能培养的同时，也应该强调CRM训练。 针对CRM训练效果进行的持续评估显示出训练的重要性。经过初始的CRM训练之后，受训人员对协作与机组资源管理的态度出现明显改善。如果训练计划中还包含了定期的CRM强化训练与实践，那么在航线模拟飞行训练与实际飞行过程中，机组的表现会明显改进，团队协作更加有效，特别是在遇到不正常情况的时候，会做出更有效的反应。相反，如果不开展或不定期地开展训练来强化CRM能力，通过初始的CRM训练获得的态度和行为改变很容易消失，并回复到原来的模式。 随着CRM在保证飞行安全、提高飞行效率方面的有效性日益突出。我国民航局发布的多部规章和咨询通告都涉及CRM训练的要求和内容，航空运输企业和民航许多相关培训机构也在广泛开展CRM方面的培训，

浅析飞机复合材料结构修理技术

浅析飞机复合材料结构修理技术 随着科技的不断进步，复合材料逐渐出现在航空领域，在现代航空领域的发展中被广泛应用。由于复合材料已经成为现代飞机结构的重要组成部分，并且其损伤机理与金属损伤存在差异，对复合材料结构修理技术研究具有重要的现实意义。文章主要基于飞机复合材料结构修理基础之上进行研究，促进飞机复合材料的可持续发展。 标签：飞机复合材料；结构修理；技术分析 前言 国内对于先进复合材料在航空领域的应用已经取得一定成效，但对于飞机复合材料结构修理技术的研究依旧需要不断完善。由于现代航空领域需求的不断增加，对复合材料的使用要求逐渐严格。同时在具体的应用过程中需要对复合材料进行维护，体现出飞机复合材料结构修理技术的重要性。 1 飞机复合材料结构类型以及损伤类型 目前，国内外的复合材料在航空领域的应用具有广泛性特点，材料用量占总体用量总重的25%-40%，其中民用飞机占11%-16%，直升机高达60%以上。由此可见，飞机复合材料结构在航空领域的应用具有广泛性特点。对于复合材料以及损伤类型进行分析，加深对复合材料修理技术的理解。 1.1飞机复合材料结构类型 1.1.1 压层板。复合材料当中的压层板主要是由单层板粘合而成，同时构成材料可为不同材质的单层板，也可为各向异性单层板进行构成。由于单层板构成存在复杂性以及非匀质性，导致单层板的实际构成具有各向异性的特点。 1.1.2 蜂窝夹芯结构。蜂窝夹芯机构主要是由薄面板与中间胶接低密度的夹芯构成，具体的面板结构为层压板，面板较薄。其中具体的使用材料为纤维玻璃布、单向碳纤维、编织布、芳纶有机纤维布等材料。蜂窝夹芯结构比常规金属结构具有较高的比强度、抗弯强度、高结构阻尼、消音以及耐声震、隔热性等良好的性能，在航空领域应用具有较好效果。 1.1.3 蜂窝壁板。蜂窝壁板主要是承力面以及蜂窝夹芯构成，蜂窝夹芯位于承力面板之间，使得整个蜂窝壁板的强度增加[1]。此外还有骨架元件以及众多的不锈钢板材料进行实际构成。在蜂窝壁板的实际结构当中，承力面板所承受的质量一般只是自身在平面内的负荷，骨架元件在具体应用中保证局部刚劲，提升固定地点的安全性以及耐用性。 1.2 飞机复合材料损伤类型

中国民用航空的历史沿革及发展概况

第二章中国民用航空的历史沿革及发展概况 第一节中国民用航空的萌芽和初步发展时期 教学目标：让学生了解中国的民用航空发展历史 教学重点：中国民用航空的初步发展时期 教学难点：中国民用航空发展历史 课时：2课时 教学过程： 1、介绍中国航空先人的飞翔思想和实践 中国“始创飞行大家”：冯如 中国水上飞机设计制造第一人：谭根 中国人在国内的首次驾机飞行：秦国镛 2、近代中国航空的开展及民用航空的起步 3、中国民用航空事业的初步发展 中国最早的飞机设计师和飞行员是谁？他死后，被尊为什么？ 什么是水上飞机？ 中国民用航空事业的初步发展体现在哪几个方面？ 在中国民用航空事业初步发展的时期，中国航空公司除担负“驼峰飞行”外，还新开航线执行特殊任务，在这个过程中得到发展，表现在哪里?

第二节二战结束前后快速崛起的中国民用航空 第三节中国成为民航大国 教学目标：让学生了解中国怎样成为民航大国 教学重点：国际签订的三个国际条约 教学难点：中国民航取得的突破性发展 课时：2课时 教学过程： 1、“复员运输”与中国、中央两航空公司的快速发展 2、中国积极参与国际民航组织的创建和世界民航活动事务 3、国家新旧命运的交替与“两航起义” 4、1949－1978年这一阶段，中国民航取得了哪些突破性的发展? 5、1980年后，中国民航事业发展速度迅速提高，都表现哪些方面? 6、1988－2002年，中国民航质量的发展体现在哪些方面？

第四节中国由民航大国向民航强国的战略转变 教学目标：让学生了解中国民航强国的战略 教学重点：省民航管理体制改革的内容 教学难点：世界上主要国家的民航管理体制 课时：2课时 教学过程： 1、中国民航强国战略的制定与内容 2、中国民航三大航空运输集团和三大航空服务保障集团的组建 3、省（区、市）民航管理体制改革的内容 4、世界上主要国家的民航管理体制 美国的民航管理体制：美国是世界上机场数量最多的国家。 美国把商业性服务的公共运输机场定位为公益性基础设施，由政府投入为主，交由地方政府管理，绝大多数机场分别归属于当地州、市、县政府，由政府组织公用事业性质的机杨管理局作为机场管理机构。也可以委托私营企业经营，但必须保证政府对机场发展政策和财务的控制。 法国的民航管理体制：法国民航的管理体制有三种，一种是中央政府直接管理，主要为中小型机场；二是特殊管理的国有公共企业，如巴黎机场集团公司；三是对机场租赁经营。 英国的民航管理体制：主要是机场私营化并拥有管理权，但政府保留对机场公司的经营、收费监督权和运行审查权。 日本的民航管理体制：日本机场的所有商业设施均由地方财团出资建设管理。

飞机结构与工艺及历史发展浅述

https://www.sodocs.net/doc/8018411645.html, 飞机结构与工艺及历史发展浅述 机翼 1.机翼的基本结构元件及受力机翼的基本结构元件是由纵向骨架、横向骨架以及蒙皮和接头等组成，现将各个结构元件的作用及受力分述如下： 1.纵向骨架——沿翼展方向安置的构件，包括梁、纵樯和桁条。 （1）梁——最强有力的纵向构件。它承受着全部或大部分的弯矩和剪力。梁的椽条承受由弯矩而产生的正应力；腹板承受剪力。梁的数量一般为一根或两根，也有两根以上的。机翼结构只有一根梁者称为单梁机翼；有两根者称为双梁机翼；两根以上者称为多梁机翼；没有翼梁称为单块式机翼。 翼梁的位置：在双翼及有支撑的机翼上，根据统计，前梁在12～18%翼弦处；后梁在55～70%翼弦处。在悬臂式单翼机上，单梁机翼的梁位于25～40%翼弦处。双梁机翼的前梁在20～30%翼弦处；后梁在50～70%翼弦处。 （2）纵樯——承受由弯矩和扭转而产生的剪力。与梁的区别是椽条较弱，椽条不与机身相连。其长度与翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘，与机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。 （3）桁条——承受局部空气力载荷；支持和加强蒙皮；并将翼肋互相连系起来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮，桁条需要很密，因而导致使用波纹板来代替桁条，或者把桁条与蒙皮作成一体，形成整体壁钣。 2.横向骨架——沿翼弦方向安置的构件。主要包括普通翼肋和加强翼

肋。 （1）普通翼肋——将纵向骨架和蒙皮连成一个整体；把由蒙皮传来的空气动力载荷传给翼梁；并保证翼剖面之形状。参与一部分机翼结构的受力。 （2）加强翼肋——除了起普通翼肋作用外，还承受集中载荷。 3.蒙皮——它固定在横向和纵向骨架上而形成光滑的表面。 布质蒙皮主要是承受局部空气动力载荷，并把它传给骨架。硬质蒙皮除了上述作用外，还参与结构整体受力。视具体结构的不同，蒙皮可能承受剪应力，也可能还承受正应力。 4.接头——把载荷从一个构件传到另一个构件上去的构件。如机翼与机身的连接、副翼与机翼连接等，均需用接头。机翼接头的形式很多，常见的有耳片式接头，套管式接头、对孔式接头，垫板式和角条式接头等多种。机翼构造的发展在机翼构造的发展过程中，最主要的变化就是维形件和受力件的逐渐合并。 在飞机发展的初期，为了减小重量，完全根据受力件和维形件分开，并且分段地承受载荷的原理来安排机翼的构造。这种构造形式的受力骨架是一个由翼梁、张线及横支柱（或翼肋）所组成的空间桁架系统。它承受所有的弯矩、扭矩和剪力。机翼的表面和机翼的形状是用亚麻的蒙皮和翼肋形成的。所以这种机翼可以叫作构架式机翼。 随着飞机速度的增大，翼载荷的增大，出现了蒙皮承受剪力和部分正应力的梁式机翼。这种机翼构造型式的特点是有强有力的梁，以及光滑的硬质蒙皮，这种机翼的蒙皮是金属铆接结构，为现在飞机所广泛采用。它的翼梁腹板承受剪力，蒙皮和腹板组成的盒段承受扭矩，蒙皮也参与翼梁椽条的承受弯矩的作用。但是梁式机翼的蒙皮较薄，桁条也较少，有的机翼的桁条还是分段断开的，有的甚至没有桁条。因此梁式机翼蒙皮承受由弯矩引起的拉压作用不大。 飞机场速度进一步增大，为保持机翼有足够的局部刚度和抗扭刚度，需要加厚蒙皮和增多桁条。这样，由厚蒙皮和桁条组成的壁钣已经能够承担大部分弯矩，因而梁的椽条可以减弱，直至变为纵樯，于是就发展成为

飞机材料

科技论坛:https://www.sodocs.net/doc/8018411645.html, 70年代 复合材料气动剪裁优化设计方法 美国通用动力公司开发的机翼气动弹性综合优化设计程序(TSO) 格鲁门公司开发的颤振和强度优化设计程序(FASTOP) 80年代 美国空军怀特实验室在1983年提出了开发自动化结构设计软件(Automated STRuctural Optimization System简称ASTROS)的计划 ASTROS系统是一个基于有限元的，能够为飞行器结构初步设计提供辅助设计功能的大型结构综合优化设计软件系统。它的最大特点在于多学科综合性，和飞行器结构设计有关的各个学科知识都可以被集成到这个系统中，比如结构的强度、刚度、稳定性、结构振动的频率、模态、气动弹性的颤振、发散、操纵效率等。在系统的统一控制下，结构设计可以同时考虑这些学科知识的设计要求，实现结构整体最优设计。经过十多年的发展，目前ASTROS已经成为美国航空宇航工业和科研院所进行结构综合优化设计和研究的标准程序洲 90年代 美国学者在对复合材料气动弹性研究的基础上，提出了主动气 动弹性机翼的概念(Active Aeroelastic Wing简称AAW)，试图利用复合材料结构的柔性，加入主动控制技术。 美国学者提出了多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization 简称MDO)思想，利用诸如遗传算法、神经网络和响应面法等非线性数值优化方法，开展了基于飞行器系统工程的设计优化，形成了诸如基于并行子空间的优化算法、并行子空间设计、协作优化算法等多学科设计优化方法，并将多学科设计优化方法应用于FIA-18和F-16战斗机的分系统设计。以FIA-18战斗机为基础，采用多学科设计优化技术重新设计机翼，在性能不变的条件下，结构重量只有原来的52%，扭转刚度可以降低40%。把多学科设计优化技术技术用于F-16战斗机机翼设计时，机翼外段刚度可降低25%，结构重量可降低20%，在高动压情况下，控制效能提高了10%。2001年 美国NASA提出了“变形飞机”设计概念。“变形飞机”是通过应用智能结构材料的传感器和作动装置，光滑而持续地改变机翼形状，对不断改变的飞行条件作出响应“变形飞机’，概念使得机翼不再是传统意义上的一个结构，而是一个在主动控制技术控制下的机构，因此它的分析方法将会更加复杂，和“变形飞机”相关的主动控制技术，大挠度柔性结构分析技术，智能材料结构设计技术、主动流场控制技术等新技术也将成为21世纪航空航天飞行器发展的关键技术。 国内相关著名学者和其相关著作 夏人伟教授，黄海教授从工程应用角度提出了基于包络函数和二级近似概念的优化算法。

中国民用航空总局历届领导

中国民用航空总局历届领导 1962年4月13日，第二届全国人民代表大会常务委员会第五十三次会议批准将交通部所属中国民用航空局改为 国务院直属局，并改称中国民用航空总局民航总局的业务工作、党政工作、干部人事工作等均直归空军负责管理。有关民航工作的重大问题，由空军报请军委解决;或由空军报请军委转报中共中央或国务院解决。民航系统党的组织，实行以民航总局党委领导为主与地方党委双重领导;原各省、市、自治区人民委员会或交通厅所属民航局(处)，均划归民航总局统一领导。6月，空军批准民航总局内设政治部、办公室、科技办公室、一局至六局。六十九、中国民用航空总局(1966. 5一1969. 11) “文化大革命”中，保留民航总局。1969年11月20日，国务院、中央军委批准并转发了民航总局党委《关于进一步改革民航体制和制度的请示报告》，决定把民航划归中国人民解放军建制，成为空军的组成部分，各项制度按军队执行，对外名称不变。民航总局机构设指挥部、政治部、后勤部，3大部下设26个部、局、处室。局长邝任农(1962. 4-1969. 11) 政治委员刘锦平(1962. 6--1969. 11) 局长刘存信(1976. 10-1977. 12) 沈图(1977. 12-1985. 3) 政治委员 李世安(1976.10-1977.12)余立金(1976. 10-1977. 12) 王静敏

(1977. 12-1980-4) 1993年国务院再次机构改革，根据同年4月发布的《关于国务院机构设置的通知》的规定，“中国民用航空局”更名为“中国民用航空总局(简称“民航总局，’)”。1993年12月，国务院发出《关于调整国家税务急局和中国民用航空总局机构规格的通知》，民航总局的规格由副部级调整为正部级根据1994年6月国务院批准的民航总局的“三定”方案，此次机构改革的指导思想是:按照党的十四届三中全会关于建立社会主义市场经济体制的决定精神，贯彻党中央、国务院关于党政机构改革的原则和加强民航工作的指示，坚持政企职责分开，转变职能，加强行业管理，完善民航管理体制，促进我国民航事业发展。在对原有机构进行调整后，民航总局机关设办公厅、航空安全办公室、体改法规司、计划司、财务司、人事劳动司、科技教育司、国际合作司、运输管理司、飞行标准司、航空器适航司、基本建设机场管理司、公安局13个职能司局和政治部、机关党委、民航总局纪委。民航总局机关行政编制为450人。此外，设有行政单列机构离退休干部局和派驻机构监察局、审计局。1996年3月，体改法规司更名为体改法规企管司1998 年国务院又一次机构改革，中国民用航空总局作为国务院主管全国民航事务的直属机构继续设置在这次机构改革中，中国民用航空总局根据行政权力和飞行安全管理相对高度集 中的行业特点，按照建立社会主义市场经济体制的要求，进

航空结构件用钛合金棒材规范-中国有色金属标准质量信息网

《钛及钛合金棒材》编制说明 （送审稿） （2006年12月）

钛及钛合金棒材 一、任务来源及计划要求 根据全国有色金属标准化技术委员会《关于下达2006～2008年有色金属国家标准修订计划的通知》（有色标委[2006]第13号）的要求，由宝钛集团有限公司、宝鸡钛业股份有限公司负责修订GB/T 2965－1996《钛及钛合金棒材》。按要求于2006年完成修订任务。 二、编制过程（包括编制原则、工作分工、征求意见单位、各阶段工作过程等） 1、编制原则 在现行标准的基础上，结合近些年来钛及钛合金棒材的研制成果及生产、使用的实际情况，参考宝钛集团有限公司与国内使用单位签订的相关的产品协议标准，并充分考虑现行标准在执行过程中产生的问题进行修订。 1）根据国家标准GB/T 3620.1《钛及钛合金牌号与化学成分》的修订情况，将工业纯钛棒材的牌号相应修订为TA1、TA2、TA3和TA4（分别对应ASTM标准的Gr.1、Gr.2、Gr.3和Gr.4）；并新增TC4 ELI、TA13、TA15和TA19等钛合金牌号。 2）扩大了棒材的尺寸范围：最小直径或截面厚度从8mm降为＞7mm；棒材的最大规格由200mm增大到230mm；退火态棒材的长度范围扩大为300mm～3000mm。 3）依据ASTM B348-06ε1标准，补充了TA1、TA2、TA3、TA4和TC4 ELI 的力学性能指标；根据相关协议标准，确定TA13、TA15和TA19钛合金棒材的力学性能指标。 4）增加了所有牌号钛棒材的规定非比例延伸强度R p0.2指标。 5）提高了棒材的直径或截面厚度的尺寸允许偏差要求。 6）增加了机加工棒材的表面粗糙度要求。 2、分工 本标准由宝钛集团有限公司和宝鸡钛业股份有限公司起草。 3、征求意见单位 本标准在中国有色金属标准计量质量研究所网站公开征求意见。 4、各阶段工作计划 2005年6月～2006年4月调研； 2006年5月～2006年7月提出标准草案； ～2006年11月标准征求意见，形成讨论稿并完成标准的预审； ～2006年12月完成标准送审稿。

中国民用航空法律法规

中国民用航空标准化管理规定（ＣＣＡＲ－３７５ＳＥ） （１９９８年７月２０日中国民用航空总局令第７８号公布） 第一章 总则 第一条 为加强民用航空标准化工作，提高标准化水平，根据《中华人民共和国标准化法》和《中华人民共和国标准化法实施条例》制定本规定。 第二条 本规定适用于中国民用航空（以下简称民航）标准化工作。 民航标准化工作包括建立标准体系、制定标准、实施标准、检查标准实施及组织采用国际标准。 第三条 中国民用航空总局（以下简称民航总局）对民航标准化工作实施统一管理。 民航总局、民航地区管理局标准化职能部门和受民航总局委托的民航标准化技术归口单位具体组织民航标准化工作和监督检查标准实施情况。 第四条 民航企业推行标准化工作是实现企业规范化管理的基础，民航企业对法律、行政法规、规章规定的标准应当依法执行。 鼓励民航企业制定严于有关标准的企业标准。 第五条 鼓励直接采用国际标准和国外先进标准，包括公认的权威组织的标准和技术文件。鼓励积极参与国际标准的制定工作。 第二章 组织、管理和监督 第六条 民航总局标准化职能部门负责组织实施民航标准化管理工作，其职责如下： （一）贯彻执行国家有关标准化的法律、行政法规、规章，拟订民航标准化工作的规章和规范性文件，并组织实施； （二）编制有关国家标准、行业标准项目计划； （三）组织制定有关国家标准、行业标准并监督协调，办理标准的审批、编号、发布和备案事宜； （四）组织实施或会同民航总局有关职能部门实施有关标准，并组织监督检查； （五）指导民航企业的标准化工作，根据企业申请组织对其标准化水平的评估； （六）组织民航标准化人员的培训、考核； （七）组织民航标准化科技成果的申报工作； （八）组织、参加国内外标准化会议和有关专业标准化技术委员会活动，指导民航标准化技术归口单位和民航行业标准化技术委员会的工作； （九）监督民航重大引进技术、设备、工程等项目的标准化审查； （十）管理国际标准的采用工作。 第七条 民航总局各有关职能部门分工负责管理本业务范围内的民航标准化工作，其职责如下： （一）根据民航标准项目计划，制定或委托制定有关标准； （二）组织实施相关标准，并开展监督检查；

上册-第1章飞机结构

（上册）第1章飞机结构 1、飞机在匀速直线飞行，这些外载荷必须满足下列平衡方程：（图1.1-1） ΣX=0 P0=D0（发动机推力等于气动阻力） ΣY=0 L0=W（气动升力等于飞机重力） ΣM=0 M A=M B（抬头力矩等于低头力矩） 2、飞机过载分为机动过载和突风过载。 飞机过载n y的定义是：作用在飞机上的升力L和飞机飞行重量W之比。即n y=L/W 飞机过载是代数值，不但有大小而且有正负。 3、机动过载：滚转角越大，过载值越大。n y=1/cosγ（图1.1-2） 4、对飞机结构受力影响比较大的是垂直突风。垂直突风主要是改变气流对飞机运动速度的方向，从而产生较大的突风过载n y。 5、当飞机进行水平飞行或垂直上升、下滑时，飞机各部位运动的加速度与飞机重心处运动的加速度相同，此时附加过载等于零Δn y=0，部件过载等于全机过载。 6、当飞机以角加速度绕机体纵轴向右转动时，左侧机翼过载大于右侧机翼过载。 7、当以大速度、小迎角飞行时，机翼上、下表面的吸力都很大。 8、最大使用过载和最小使用过载是对飞机结构进行总体强度设计的主要依据。 9、所谓速度－过载飞行包线就是分别以空速和过载系数为横坐标和纵坐标，根据飞行使用限制条件（最大过载、最小过载、最大速度、最小速度等）画出一条封闭的曲线，形成飞机飞行的限制包线。

10、设计载荷与使用载荷之比叫做安全系数f, f=P设计/P使用 使用载荷（限制载荷）是飞机在使用过程中预期的最大载荷； 设计载荷又叫极限载荷。 11、结构强度：飞机结构必须能够承受极限载荷至少3秒而不破坏。 12、机构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力叫做结构的刚度。 在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不得妨害安全飞行。 13、结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力叫做结构的稳定性。 杆件受压有两种破坏形式：一种是杆件轴线变弯，杆件不能保持直杆形状与载荷平衡，这种失稳被称为总体失稳。另一种是杆件轴线保持直线，组成杆件的薄壁产生了皱折，这种失稳被称为局部失稳。 14、结构在疲劳载荷的作用下抵抗破坏能力叫做结构疲劳性能。 15、结构件截面单位面积上的内力叫做应力。 正应力是拉应力和压应力的统称。用符号σ表示。 剪应力是平行于所取截面应力，即应力的矢量沿截面的切向方向。用符号τ表示。 16、使结构件两个相距很近的截面发生相对移动错动的变形叫做剪切变形，反抗剪切变形的内力叫剪应力。 使结构件轴线曲率发生变化的变形叫弯曲变形，反抗弯曲变形的内力叫弯矩。 在弯矩作用下，梁的截面上要产生拉、压正应力。在被拉伸和被压缩的材料之间，必定有一层既不缩短也不拉长的材料，这一层叫做中性层。中性层与梁横截面的交线叫中轴。 承受弯矩作用时，结构件中离中性层越远的材料起作用越大，中性层的材料不起作用。