飞机设计

飞机设计（精选12篇）

飞机设计 篇1

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。所示点A为气弹簧与铰链臂连接点的位置需要确定气弹簧在机身上的安装点,根据门体本身尺寸考虑选取气弹簧安装尺寸为260mm,将气弹簧安装角度设定为与水平位置成12°,则确定出与机身相连接的安装点B,如下图点B所示。

根据气弹簧及压缩气弹簧的设计标准,在气弹簧举力为300N时,将缸筒直径初步定为φ22mm,导杆直径为φ10mm。门完全打开与完全关闭时角度为82度,此时A点转至A’点,则气弹簧长度伸展为A’B=318.171,参考下图3。

根据上面的分析初步确定气弹簧总长度为320mm,即设计行程为60mm。根据此处铰链臂的结构形式,确定气弹簧的两端接头形式,与舱门铰链臂连接处,在耳片与气弹簧之间安装球轴承;同样在支座和气弹簧之间也安装球轴承,如下图4所示。

在完成初步设计之后,通过CATIA的运动仿真功能,将初步设计的气弹簧与门体周边结构进行运动模拟,保证在舱门打开过程中,气弹簧的运动不会受到卡滞,并选取运动过程中的若干个时间点进行投影运算分析力值情况,根据计算的结果对气弹簧的结构形式进行了进一步的优化,最终确认下来总长为235mm,运动行程长度为75mm。

(上接第93页)2气弹簧可靠性分析

民用飞机的可靠性分析要求在飞机研制阶段对各个系统可靠性进行定量的估计,根据历史产品可靠性数据、系统的构成和结构特点、系统的工作环境等因素估计系统的可靠性。其主要用途为可以将预计结果与要求的可靠性指标相比较,从而评价设计要求提出的可靠性指标能否够达到,并进一步在设计中,发现影响系统可靠性的主要因素,采取改进措施,此外也为安全性评估提供定量计算的依据。在本文中工程实例要求的气弹簧的失效概率必须低于1E-5,对于民机而言考虑的是其签派可靠性PCF。

其中QTYCZ为组件数量,λCAD为组件Z导致签派中断的失效率,即组件所有可能的失效中,能导致签派中断的失效率,该值通过计算获得。TAF为飞行和滑跑阶段的平均时间。DIFF是飞行和滑跑阶段的签派中断因子,改质是通过统计和计算获得的。

其中λC表示单个组件的失效率,而FDD表示失效探测因子,这两个参数要求将气弹簧组件按照其组成形式分解成各个小零件,包括活塞杆、缸体,接头等部分,根据各个零件的不同分类确定其失效探测因子,并根绝各零件固有的失效数据,按上述公式计算,即可得到用于分析气弹簧组件可靠性的定量评估数据。

3 总结

本文介绍了气弹簧基本组成和工作原理,结合某型飞机舱门的工程实力通过研究气弹簧的运动范围和安装位置,通过计算和仿真的方式进行气弹簧的设计和选型。同时对于气弹簧在民机上使用中需要考虑的可靠性分析给出了计算的方式和定量的要求。对于气弹簧在民机上的设计和使用提供了参考。

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

参考文献

[1]方益奇.气弹簧的刚度计算与安装位置研究[J].机床与液压,2010(4):70-71.

[2]李亮辉.浅析工程机械用气弹簧的设计选型[J].工程机械,2013(6):37-38.

[3]温号,王小东.方舱舱门的气弹簧选型安装设计[J].专用汽车,2010(10):50-52.

飞机设计 篇2

摘 要

飞机设计是一项复杂和周期很长的工作，在工业部门通常分成几个阶段进行。 首先拟定设计要求，它是由使用方（军方或民航）负责。现代军用飞机根据国家的 方针和将来面临的作战环境，经过分析提出作战技术要求。现代军用飞机从设计要 求的制定到开始服役使用一般都需要10 年以上的时间，要准确预计10 年后的政 治、经济、技术环境是相当困难的。一架军用机的全寿命费用达数百亿元的量级， 因而军用飞机设计要求的研究和制定是一项非常重要和影响巨大的工作。

军用飞机设计要求的研究和制定一般都由专门的机构和人员来进行。民用飞机 主要强调安全性、经济性和舒适性，其设计要求一般由飞机公司提出初步设想，经过与可能用户的商讨，并经过市场调查和分析讨论后制定的。

第二阶段是概念设计，它与设计要求阶段有重叠，因为有时要通过概念设计来使设计要求制定得更为合理和具体化。概念设计的目的是对飞机的气动布局、性能、重量水平、航空电子、武器、所需新技术、费用和市场前景等方面进行初步和方向性的探讨。概念设计中还有对设计要求中各项目的指标进行分析，适当降低那些对性能影响不大，但可能降低技术风险和发展费用的设计要求，有可能提出一套合理组合的设计要求。概念设计中设计师的经验和判断力起重要作用，往往采用经验或半经验的分析方法。

第三阶段是初步设计，它包括两部分内容：方案设计和打样设计。方案设计，首先根据设计要求在概念设计的基础上，进行多种气动布局方案的`对比和研究，以及机翼、机身、尾翼的形状、设计参数的确定。飞机的内部布置要同时进行。这时，各个专业都要介入，如结构的传力路线设计、新材料新工艺的选用、各系统的原理设计、全机重量重心估计、飞机性能计算和飞行品质分析，检查设计方案能否满足设计要求。飞机方案设计中充满着矛盾，要通过各种方案的研究来评价、折衷和综合，不断进行改进，直到获得一个满足要求的综合最佳方案。打样设计，在方案设计阶段主要是确定飞机总体布局，对结构和系统的考虑比较粗略，在详细设计之前，结构和系统还需要一个初步设计的过程，这个过程为打样设计。在打样设计阶段要进行下列工作：

（1）气动分析和风洞试验，进行全机载荷计算，性能和飞行剖面计算，操纵性和稳 定性分析和气动弹性分析等。制造不同的模型，进行高低速风洞试验，提供原始气 动力数据。

（2）结构打样设计。对主要受力部件进行初步设计和分析，选择合理的结构形式、 新材料、新工艺和重量估算。

（3）系统打样设计。对所有系统进行原理设计，确定主要附件和系统的功能和功率。 对管道、电缆进行初步设计和通路协调。

（4）全机布置协调。一般是在全尺寸图纸上进行，画出全套协调图。随着计算机技 术的发展，全机布置协调，运动机构及间隙检查，可在计算机屏幕上进行。

（5）样机审查。在打样设计后期要制造全尺寸样机，用户在全尺寸飞机和真实座舱环境中检查是否符合使用要求。在样机审查批准以后，冻结设计状态，详细设计才能开始。

第四阶段是详细设计，其主要任务是：进行结构和系统的详细设计和分析，包括所有零部件设计，提供零件图、装配图、总图。进行详细的重量估算和强度校核和最后的飞机性能计算。进行工艺设计，制定飞机制造工艺方案，向制造部门提供生产图纸。进行结构的静强度、动强度和寿命试验。对系统进行地面台架模拟试验，进行飞机维修性、生存力分析和研制费用、经济性评估。

第五阶段为原型机试制。为加快研制速度，现代飞机都制造多架原型机进行试飞。

第六阶段为试飞。在试飞结束获得设计定型或型号合格证后才能进入第七阶段。

第七阶段为成批生产。

第八阶段为使用和改进改型。对已投入使用的飞机进行改进改型，扩大它的功能和延长

使用寿命，世界各国都很重视这一途径。

本书将飞机总体设计分为三个方面：方案设计、总体参数设计、决策与优化。将飞机升阻特性和飞行性能计算与分析的内容有机的融入到方案设计和总体参数设计的章节中。第二章讨论飞机方案设计，提出飞机总体设计的第一轮迭代设计流程，其中包括总体布局及初步分析，起飞重量、翼载和推重比的计算，升阻特性初步计算，以及各种矛盾因素权衡处理方法。第三章讨论飞机总体参数设计，介绍机翼、机身和尾翼几何参数选择，内部布置，推进装置与机体一体化设计，起落架设计等。通过总体参数设计，进一步研究总体方案的可行性，进行方案决策。结合实例，给出了飞机初步设计三面图。

第四章讨论飞机操纵系统的特点和基本组成，给出设计要求，分析现代高速飞机的稳定性和操纵性，增稳和主动控制技术。介绍电传操纵和综合飞行控制的基本概念。

第五章，飞机费用和效能分析。这是不同于飞机性能准则的另一个决定设计方案取舍的重要方面。它包括了飞机寿命周期费用的组成和分析方法，研究、发展、试验、鉴定、生产费用和使用保障费用分析模型，民用航空运营问题。军用飞机完成预定作战任务能力的大小，可通过作战效能进行综合评估。本章还介绍了飞机作战效能分析的概念和评估方法，综合效能和费用的效费比分析方法。现代飞机设计是一个复杂的系统工程，涉及到多个学科领域，各学科构成的子系统相互交叉影响。飞机设计必须建立综合设计的思想，提高综合设计的手段。

飞机结构设计思想变迁（二） 篇3

这一时期指导飞机结构设计的主要是静强度设计，而静强度主导飞机结构设计一直持续到二战结束以后，直至今天，静强度设计一直是飞机结构设计所必须遵守的所有准则的基础。

静强度设计思想可以表达为飞机在受到静力载荷时，其结构的强度必须大于结构所受的载荷，并达到一定的倍数，否则结构就可能工作在不安全的情况下，甚至出现变形或破坏。也就是说，当结构所能够承受的最大载荷要大于飞机实际受到的载荷达一定倍数时，此结构就是安全的。这个“倍数”就是所谓的“安全系数”，对于飞机结构各零部件，其安全系数都是不同的，有的比较重要的零件的安全系数较高

一般在确定飞机结构的静强度时，多采用载荷法。在过去飞机结构比较简单、飞行速度比较低、最大过载也比较小的时代，载荷法基本可以准确的确定飞机结构的受力情况，而且也足够进行飞机结构设计所用。但由于后来飞机上的零构件越来越多，结构的形状也越来越复杂，用载荷法已无法准确反映零构件各部位的受力状况。

关于载荷法，我们现在普遍使用“应力”这个概念来描述结构的受力情况。在宏观现象下，物体因受外力作用而变形，其内部各部分之间因各“微粒”相对位置改变而产生力，一般称为内力；而结构中某一点的应力是指分布内力系在该点的集度，反映的是内力系在该点的强弱程度，当应力大于一定程度时，材料就破坏了。因此，为保证构件有足够的强度，在载荷作用下构件的工作时的内部应力显然应低于其能承受的极限应力。在实际应用中，最大工作应用并不是材料破坏的极限应力，也是需要除以一个大于1的“安全系数”，这样得到的比极限应力小的一个数值，称为许用应力。每个结构件内部的许用应力所对应的外力值，就是对于结构件来说不应该超过的载荷。因此根据这个强度条件，就可以对飞机结构部件进行强度校核、截面设计并确定许用载荷等计算。

在第一次世界大战中，飞机已经投入作战，在战争中，飞机的性能有了大幅度提高，此时的飞机主要是双翼或三翼机。一战结束到二战爆发之前的年代里，飞机技术在飞速进步，各种飞行纪录不断被打破。而在1917年6月，意大利著名军事理论家朱利奥·杜黑提出了明确的空战理论，并出版著名的《制空权》一书，从此，飞机便正式开始了从战争的辅助角色到主导角色的演变。当然，这也为后来的空军使用和飞机发展奠定了基础，因为为实现理论中的空战，当时的飞机技术根本无法承担重任，需要有更先进的飞机出现。

20世纪30～40年代，当飞机作为一种主战武器在战场上大规模使用的时候，飞得更快、更高、更远已成为设计师追求的目标。因此，结构设计一方面在寻求比强度更高的材料（即同样强度的材料重量更轻），另一方面在发展更成熟的静强度和刚度的分析技术。随着冶金技术的发展，铝合金和合金钢逐渐取代木材、航空层板和亚麻布，成为飞机的主要材料。铆接、螺接和焊接等传统机械连接设计技术进入了快速发展时期。然而，飞机结构设计与其他民用结构设计一样，还处于采用静强度分析、并进行定性设计的阶段。

由于当时的飞机中虽然有很大的进步，但终究不具有较高的性能水准（相对于今天），加上当时的飞机主要是以军用飞机为主，在战时军用飞机的寿命通常都很短，因为绝大多数的飞机在结构用到足够的寿命前就被击落了。而当时的民用飞机的性能仍然较为低下，以当时使用最广的DC-3为例，其最大飞行速度只有370千米/小时左右，升限也只有7000多米，此时飞机的结构受到的应力并不算很大.因此采用静强度设计也是可以接受的。

但是这一切随着喷气时代的到来而结束了，当然当时的人们并没有意识到这一点。

在1949年，英国德·哈唯兰公司的喷气式客机DH106“慧星”（comet）首飞成功。标示着人类的航空旅行进入一个新时代。由于采用了喷气式发动机，“慧星”的最大速度可以达到800千米/小时左右，升限可以达到14000米，均为活塞螺旋桨式客机的两倍左右。但是在使用中“慧星”出现了多次严重事故，经过调查发现，在飞机舷窗部分发现有裂痕，这种裂纹发生扩展而造成了严重的解体事故。产生这种裂纹的原因是由于高空飞行的“彗星”客机使用增压座舱，长时间飞行频繁起降使机体反复的承受增压和减压产生的压力差，引发飞机铝制蒙皮的金属疲劳所致。“慧星”飞机还是按老的设计思想设计的，虽然飞机结构的静强度是足够的，但设计师们没有考虑到金属材料的疲劳效应，因为在螺旋桨时代，飞机飞行的高度相对较低，压力差较小，同时航班的频率也没有“慧星”这么频繁，因此螺旋桨飞机没有出现过这样的事故，人们也没有发现新飞机存在的新问题。所以从这以后，飞机的金属疲劳设计就取代了静强度设计成为那一时期的主要设计思想。

二战后期，随着飞机飞行速度和战术技术性能要求的提高，飞机机翼采用薄翼型和后掠翼，是气动弹性问题变得突出起来。因此要求飞机结构不仅要有足够的静强度，而且还应有足够的刚度，不仅要避免结构处于共振点附近，而且还要保证结构不出现过大的变形而影响飞机的性能。

我们知道，飞机能够在天空中飞行是因为飞机与空气的相对运动可以在机翼和机身等部位的上下表面产生压力差，从而产生升力来抵消重力，尤其是作为升力产生的主要来源的机翼承受了很大的气动载荷。这些载荷按气流密度、压力和飞行速度、飞机外形的不同，以一定的规律分布在飞机的机身、机翼、尾翼等部位，其中以作用在机翼上的载荷最大。当飞机做一定的机动动作的时候，还会产生一定的过载，这时载荷的大小会成倍的增加。在这些载荷的作用下，各部位尤其是机翼会发生弯曲和扭转变形。一旦这种变形超过了一定的限度，将破坏飞机原有的气动外形，造成飞机性能的下降甚至是飞机结构发生破坏或飞机的操纵失灵导致坠毁等事故，例如机翼的扭转刚度不足造成的扭转变形就有可能造成飞机的“副翼反效”现象，导致滚转操纵失效甚至飞机坠毁。可见，保证飞机结构具有一定的高度是非常重要的。

民用飞机FPGA设计研究 篇4

关键词：民用飞机,FPGA,单粒子翻转,重配置

0引言

随着FPGA技术的发展, FPGA越来越多地应用于民用飞机的系统设计中, 如采用FPGA作为核心处理器进行飞机控制系统设计。但是, 目前基于FPGA的复杂电子硬件产品的设计均直接采购于国外, 如何使国产民机拥有自主知识产权的复杂电子硬件产品, 对我们既是一个巨大挑战, 也是一个重要机遇。本文对民用飞机中FPGA的设计作初步研究, 主要包括FPGA设计的研制生命周期、设计与验证过程, 和关键系统设计中的单粒子翻转效应考虑, 以及可测试考虑。

1硬件研制生命周期

DO254 (机载电子硬件设计保证指南) 是2000年4月, 历时7年25次的会议讨论后由RTCA (美国航空无线电技术委员会) 特别委员会颁布, 并在5年之后由FAA (美国联邦航空局) 颁布咨询AC20-152正式得到认可。

FPGA设计的开发应遵循DO254的指导, FPGA设计生命周期如图 1所示。系统过程中, 根据系统安全性来确定FPGA硬件的设计保证等级;在计划过程中定义将功能需求和适航需求转换为硬件的具体方法, 并定义相应证据以保证硬件能够安全执行预定功能。在设计过程中进行FPGA的设计与实现, 该过程分为五个阶段:需求获取阶段、概念设计阶段、详细设计阶段、实现阶段和生产转换阶段;另外, 在执行这五个设计阶段时, 需要同时进行相应的支持过程, 支持过程包括确认与验证 (V&V) 过程、构型管理过程、过程保证和适航联络过程。

2设计与验证过程

2.1需求获取阶段

该阶段标识并记录FPGA硬件需求, 包括由系统分配到硬件中的需求和衍生需求, FPGA硬件需求获取流程如图 2所示。

系统需求规范是将用户需求分解到系统硬件和软件中, 建立系统架构;硬件需求规范定义由系统分配到硬件的需求, 包括硬件功能需求、安全性需求、软硬件接口定义、安装位置定义, 以及监控器设计等;复杂电子器件需求规范定义芯片级需求, 定义每个复杂电子硬件芯片的安全性和功能需求, 以及各芯片间的接口需求。

2.2概念设计阶段

该阶段完成系统的顶层设计, 如功能块图设计、架构描述、板卡外形及设计草图等。

2.3详细设计阶段

该阶段以初步设计阶段为基础, 根据硬件需求进行详细设计, 详细设计流程如图 3所示。

设计输入阶段根据硬件需求完成FPGA功能模块设计, 编制HDL (Hardware Description Language) 代码, 实现相应功能;编码完成后进行代码检查, 如语法检查、格式检查、综合规则检查等, 并进行功能仿真, 验证所设计逻辑是否完成相应功能;当所有功能模块编码完成后, 将其整合为完整的设计, 并进行设计评审。综合阶段将HDL代码转换为逻辑门级网表, 添加布置与时序限制, 当不满足要求时, 需要进行重新编码。在布局布线阶段, 将综合后的网表文件映射到目标物理器件, 映射后生成可用于芯片配置的配置文件。

详细设计阶段退出前应发布FPGA原理图、、测试大纲、追溯性数据、HDL语言源代码、FPGA综合与布线报告, 以及各项评审资料。

2.4实现阶段

该阶段将设计阶段产生的设计数据及代码等与物理硬件整合, 发布硬件物理原型, 并进行测试与验证。对ASIC器件, 进行ASIC供应商评审, 确保所有设计得到实现, 转换为ASIC芯片后对项目文档进行归档, 并可授权进行ASIC批量生产;对于PLD/FPGA器件, 供应商购买部分芯片, 分配部件号, 使用设计的HDL代码对芯片配置并进行验证。

实现阶段退出前, 应正式发布FPGA版本描述文档、芯片内布线图, 以及评审资料等。

2.5生产转换

该阶段检查产品的制造资料、测试设备及资源, 保证数据的可用性和再生产的适用性, 并建立相应基线。

3特殊考虑

3.1单粒子翻转效应

由于FPGA硬件的集成度逐渐提高, 运行电压逐渐降低, 硬件本身易受到高能粒子或射线影响而产生逻辑位的翻转, 造成单粒子翻转效应。硬件设计中采用余度监控、CRC校验和重配置方法来抑制单粒子翻转效应, 保证FPGA硬件指令的完整性。

余度监控多采用指令通道与监控通道, 两通道实时比较监控。当单个高能粒子或射线造成某个通道发生单粒子翻转故障时, 通过两通道间的交叉比较可及时发现故障, 进行适当设计关闭相依通道输出。另外, 对于可配置器件, 可在器件内部周期进行CRC校验, 验证器件内部的配置与原配置文件是否一致, 如发生单粒子翻转效应, 则CRC校验结果出现异常, 应及时关闭通道数据, 避免故障传递至下一级, 防止故障蔓延。

3.2可测试性考虑

对于一些安全性关键系统, FPGA的设计需要实现可测试性, 在FPGA设计中多采用串行设计方法来代替并行设计。如计算X = A*B + C*D + E*F, 并行设计中需要三个乘法器和两个加法器同时运行, 串行设计仅使用一个乘法器和一个加法器, 模拟软件方法实现前向路径, 从而实现硬件线路的可测试性。

另外, 采用串行设计方法, 将增加系统的延时, 但同时可节约FPGA的片内资源, 是一种用时间换面积的方法。

4结束语

本文对民用飞机中FPGA设计作了初步的研究, 研究了FPGA设计的研制生命周期、设计与验证过程, 以及FPGA硬件抗单粒子翻转和可测试的设计考虑。项目实践表明, 此初步研究符合民用飞机设计方法。

参考文献

[1]Design assurance guidance for airborne electronic hardware[S].RTCA DO254-2000, 2000.

[2]KAMANU.A New Architecture for Single-Event Detection&Reconfiguration of SRAM-based FPGAs[J].High AssuranceSystems Engineering Symposium, 2007.

《航天飞机》教学设计 篇5

《航天飞机》教学设计

[教材分析]

《航天飞机》是一篇有趣的科学童话，从普通飞机的视角，用拟人化的手法介绍了航天飞机的基本特点和相关知识，给孩子们展现了现代科学技术在航天事业上的新成果，从而激发学生从小学科学、爱科学的志趣。课文结构简单，语言准确，灵活运用了“列数字、作比较”等典型的说明方法来介绍航天飞机的特点和用途，是训练学生“如何写清楚一件事物的特点和用途。”的绝佳例子。

[设计理念]

根据新课程标准理念，及“课程改革与学习主题构建”专题培训的指导思想，旨在充分发挥师生之间的最大效能，以文本知识为线索，以学生自主发现、互动探究获取知识为主线，让学生自主参与学习过程——创造性解决问题的过程，通过自主学习，合作交流，充分发展学生的思维，培养创新精神及学会探求真理，与人协作的品质，让课堂焕发生命力。

[教学目标]

1.知识与技能

（1）能正确、流利、有感情地朗读课文。

（2）学生能够通过联系生活实际，联系课文上下文内容的方法来理解课文中“俯冲、爬升、翻筋斗、自由自在、庞然大物”等词语

（3）理解课文内容，初步感受作比较和列数字的说明方法。

（4）了解航天飞机的外形特征和基本特点，能够抓住课文关键词句和插图，用自己的话有顺序地介绍航天飞机的外形，从而掌握按一定顺序介绍事物的方法。

2.过程与方法

（1）培养学生初步懂得围绕主题收集信息，并整理资料，利用资料介绍一件事物的特点和用途的能力。

（2）在小组合作学习的过程中，感受与他人合作探究的乐趣。

3.情感、态度和价值观

（1）通过学习课文，知道人各有所长，不能妄自菲薄。

（2）培养学生对航天飞机乃至航天科学的兴趣，激发学生科学的探究精神。

[教学重、难点]

1.教学重点

（1）学生能够通过联系生活实际，联系课文上下文内容的方法来理解课文中“俯冲、爬升、翻筋斗、自由自在、庞然大物”等词语。

（2）初步了解用对比和列举数字来说明事物的方法。

2.教学难点

通过学习课文内容，能按照“外形——特点——本领”的表达顺序来介绍一种事物。

[教法] 情境教学法

[学法] 以读为主，质疑探究，自主合作

[教具准备] 多媒体课件

[教学过程]：

一、激趣导入

孩子们，你们喜欢看飞机表演吗？

二、新授

（一）学习第一自然段

1.看飞机视频，让学生直观感受飞机的本领。

2.引导学生理解“俯冲、爬升、翻筋斗”等词语。

3.通过创设情景，引导理解词语“得意、自由自在”。

4.全班带动作齐读。

（二）学习第2、3自然段

过渡：正当小飞机在天空得意的飞行时吗，突然一声呼啸，一个庞然大物腾空而起。这究竟是谁呀？（板题:航天飞机）

1、看课题质疑

2、带着问题自学课文2、3自然段。

（1）自由读课文2、3自然段。

（2）三人一组合作交流

（3）集体交流“航天飞机„„。”说说你从那些词句中感受到的？

预设 ：

①感受航天飞机的外形特点

A学生进行有顺序地简介航天飞机的外形特点的语言训练。

B补充航天飞机高和宽的资料，理解“庞然大物”词语。

②感受航天飞机的特点。

A引读智慧老人的第一次说的话，了解到航天飞机的哪些特点？

B这段话是围绕哪句话来写的？

C哪句话写出了航天飞机飞得高？

D直观体会航天飞机飞行的速度。

E学法小结：说明方法“列数字、作比较”，让学生学有所得，为以后的语文学习打下良好基础

③感受航天飞机的神奇本领。

过渡：航天飞机和普通飞机相比，不仅飞得更高更快，而且它还有着神奇的本领呢！

A出示智慧老人的第二次说的话，了解航天飞机的本领。

B找这段话围绕哪句来写的。

C画出描写航天飞机本领的关键词。

D练习用航天飞机的本领可大了！它能，能，能说一说。

E补充资料让生进一步了解到航天飞机的本领大

F指导朗读。

（三）、学习第四段

1、刚才还得意洋洋的小飞机，听了智慧老人的话是越听越不自在，智慧老人看出了航天飞机的心思，又是怎么安慰它的？指名读。要读出亲切的语气。

2、从智慧老人的话中你懂得了什么？

3指导朗读。你有你的长处，他有他的长处，每个人的作用都是别人替代不了的呀！大家再来读读这段话，把这个道理告诉小飞机。

三、总结全文，拓展延伸

人类探索太空的脚步一刻也没有停止，我们中国也正向这个领域迈步。“神舟七号”飞船的成功发射标志着中国航天技术已居世界前列，（出示我国航天事业的相关图片、资料，激发学生对航天事业的志趣）但还有很长的路去走，希望同学们能够努力学习，说不定你们中有人就会加入到新一代航天飞机的研制行列之中，为全人类的航天事业贡献一份力量。

四、作业：根据课文内容，结合搜集到的资料，为航天飞机写一段自我介绍。

五、板书设计

19．航天飞机

外形---特点---本领

飞机设计 篇6

关键词：可靠性设计；民用飞机；民航

中图分类号： N945.17 文献标识码： A 文章编号： 1673-1069（2016）17-154-2

0 引言

中国民用飞机可靠性设计工程始于上世纪70年代，经过数十年的发展，今天的可靠性设计理论在民用飞机设计领域遍地开花，产生了良好的应用效果。随着全球经济一体化进程的不断推进，我国民用飞机生产企业面临着巨大的竞争压力，在此情形下，企业必须要不断地提升飞机质量，而大力发展改进可靠性设计技术能够显著地提升民用飞机的核心竞争力。

1 可靠性设计概述

规定功能、规定时间以及规定条件是可靠性设计的三大要素，可靠性设计的目标是在规定的条件以及时间内最大程度地提高产品的效力，确保产品具备合格的经济性、耐久性、无故障性以及维修性。产品的可靠性受多类因素的影响，因此在开展可靠性设计工作要采取有效措施以规避或者降低外界因素对产品可靠性的影响。

2 民用飞机可靠性设计方法以及目标

2.1 民用飞机可靠性设计方法

当前，在民用飞机设计领域中较为常见的可靠性设计方法有冗杂设计法、成熟技术设计法以及标准化设计法。

①冗杂设计法。冗杂设计法的主要内容是利用完善的备用设备体系来确保飞机的运行质量。冗杂设计法应用过程中，设计人员会设置多套重要设备备份，在此情形下即使民用飞机某套设备发生故障，工作人员也能够通过启用备用设备来最大程度地保障民用飞机的安全，避免造成经济损失与发生人员伤亡事故。

②成熟技术设计法。成熟技术设计法应用的关键在于保障技术、设备的“成熟性”，为了实现这一目的，飞机设计人员需要选用先进的飞机零部件与设备，充分保障飞机生产工作的质量，从而强化飞行系统的可靠性。

③标准化设计法。标准化设计法是应用较为广泛的一类飞机可靠性设计方法，由于该方法的应用成本适中、应用时间较短，因此受到了广大民用飞机设计人员的欢迎。在标准化设计法的应用过程中，设计人员需要使用质量合格的标准飞机零部件、性能卓越的材料，除此之外，必须要采用成熟先进的民用飞机生产工艺，如此方能确保飞机成品的质量[1]。

2.2 民用飞机可靠性设计目标

民用飞机可靠性设计的目标是在规定的时间内，通过合理应用可靠性技术以提升民用飞机的工作性能与运行效率。现阶段，乘客对民航服务的要求愈来愈高，普遍反感飞机误点现象。导致民航误点现象的原因较多，其中便有设计不合理导致飞机无法按时起飞，所以设计人员应当充分利用专业知识，全力提升民用飞机的可靠性、降低飞机的故障率。

3 民用飞机可靠性设计指标

在开展民用飞机可靠性设计工作前，必须要全面详尽地了解民用飞机可靠性指标。目前，签派可靠度以及平均故障间隔时间是民用飞机可靠性指标的主要组成成分。平均故障间隔时间是反映民用飞机总体性能的重要依据，因此需要精准测算民用飞机的平均故障间隔时间。在规定时间、条件内统计飞机的故障总数，随后用飞机总飞行时间除以故障总数，最终获得的数据便是民用飞机的平均故障间隔时间。

民用飞机签派可靠度指的是飞机未发生技术性故障的条件下撤销或者延误航班的百分数。签派可靠度数值可以用1减去飞机出勤延误率来获取。

4 民用飞机可靠性指标分配方法以及原则

4.1 民用飞机可靠性设计指标分配方法

为了获取民用飞机可靠性指标，需要收集航空公司的运营数据。在得到相关运营数据后，需要及时计算各系统可靠性分配值在全机可靠性指标中的比例，随后便可以开展可靠性指标分配工作。在上述工作结束后，应当充分利用飞机生产商提供的各类数据来最大程度地修正初步分配值，从而实现促使初步分配值准确化、严谨化的目的。

在初步分配值修正工作完毕后，需进一步检验分配值的准确性，进而为系统可靠性指标获取工作奠定坚实的基础[2]。

4.2 可靠性设计指标分配原则

为了充分保障民用飞机可靠性指标分配工作的质量以及效率，技术人员在指标分配工作应当遵循相应的技术原则。通常情况下，民用飞机可靠性分配原则有二，一是要求在分配平均故障间隔时间的过程中重视余量，二是在指标分配工作中充分利用ATA章节。事实表明，只有在可靠性设计指标分配工作中严格遵循上述分配原则方能有效地保障可靠性设计的质量。

5 民用飞机的可靠性分析

5.1 系统MTBF分析

民用飞机系统各部件故障率代数和的倒数便是系统MTBF的数值。经验表明，如果货架产品的技术非常成熟，则可以从航空公司运营统计数据中获取部件的MTBF。需要明确的是，在规定时间以及规定条件下，飞机总的飞行时间除以相同时间内故障的总数所得到的数值即为部件的MTBF数值。

在民用飞机设计制造领域，每天都会诞生许多新技术、新理论，由此催生了大量新型产品的出现。新型产品应用次数不多，因此相关故障率数据不足，在此情形下，建议参考与新型产品功能、构成类似的部件的故障率来计算部件的MTBF。

5.2 可靠性框图

对于民用飞机可靠性分析工作而言，可靠性框图具有重要的意义，其能够有效地简化可靠性分析工作，在一定程度上提升可靠性分析数据的质量。之所以认为可靠性框图在可靠性分析工作中占有举足轻重的地位，主要是因为其能够准确有效地确定飞行系统在发生故障后，需要维修人员进行检修的全部可更换单元，英文缩写为LRU，民用飞机飞行系统全部LRU是可靠性框图的主要构成成分。

5.3 签派可靠度分析

签派可靠度是一类非常重要的可靠度数据，其在数值上与飞行系统各部件签派可靠度的乘积相等。经验表明，影响部件签派可靠度的因素主要有部件MTBF、部件检修以及更换时间等，因此在实际的民用飞机可靠性设计工作中，设计人员要注意采取有效措施避免上述因素对部件签派可靠度造成负面影响，提升可靠度数值的客观性与准确性[3]。

6 如何提升民用飞机可靠性设计工作的质量

6.1 提高设计人员的综合素质

无论是何种工作，在其中发挥最关键作用的因素是“人才”，民用飞机可靠性设计工作也不例外。通过调查走访，发现部分民用飞机设计人员综合素质不高，主要表现为对可靠性设计理论理解不透彻，在应用可靠性设计方法的过程中不遵循相关技术规范，从而造成了民用飞机可靠性设计工作质量不高、效率低下的局面，为了解决这一问题，建议飞机制造企业从以下几方面着手来提升设计人员的综合素质：

①引进高素质、复合型人才。民用飞机制造企业应当积极引进高素质、复合型人才，从而实现扩充企业高级人才储备量、增强自身核心竞争力的目的。除此之外，企业可以与相关高校合作办学，培养专业对口、能力出众的飞机设计人才。

②强化在岗设计人员的综合素质。应当着力于提升在岗飞机设计人员的综合素质，打造一支现代化的专业民用飞机设计队伍。企业可以通过定期举办行业专家讲座以及组织专业技能培训活动等形式来切实有效地扩充设计人员的理论知识储备、强化其专业能力，从而使其更加地适应新时期民用飞机可靠性设计工作的需求。

值得注意的是，企业可以建立合理可行的薪资分层制度与奖罚制度。前者可以通过物质方面的刺激来激发设计人员的工作积极性，使其主动地提升自身的综合素质。设立奖罚制度的目的是及时表彰在可靠性设计工作中作出积极贡献的人员、处分不求上进的飞机设计人员，从而实现发挥榜样的带头作用、遏止不良现象出现的目的。

6.2 建立可靠性设计质量标准

民用飞机可靠性设计工作设计多个技术领域、具有较高的难度，部分企业缺乏切实可行的设计质量标准，导致可靠性设计理论的应用效果不佳。所以，企业应当组织专家尽快制定合理可行的民用飞机可靠性设计质量标准，在此过程中应当注意征询各设计人员的意见与建议，从而促成质量标准的不断健全完善[4]。

7 结语

新的发展形势下在民用飞机涉及工作中应用可靠性设计理论与方法具有重要的现实意义，为此，民用飞机制造企业应当制定科学的飞机设计质量标准，设计人员需要积极学习先进的可靠性设计理论、不断地借鉴优秀的飞机设计经验，从而促进我国民航事业的长足发展。

参 考 文 献

[1] 王超，闫永刚，刘清饶.可靠性分析及其在飞机零件分布中的应用[J].电脑知识与技术，2012（25）.

[2] 管瑜琳.民用飞机机载内话系统设计考虑[J].电子世界，2016（08）.

[3] 赵净净.民用飞机研发过程中的权衡研究[J].科技创新导报，2011（34）.

飞机概念设计的多向思维 篇7

关键词：飞机,概念设计,多向思维,变型设计

0 引言

随着技术的进步和时代的发展，飞机等飞行器越来越多的影响着人们的生活。虽然已有100多年的研究历史，但现代人们对飞行技术的研究兴趣仍在迅速扩大着。在世界范围内，飞行器概念设计类的竞赛如火如荼，如美国直升机协会（AHS）主办的年度设计比赛；在国内，以中国航空学会“创新杯”未来飞行器设计大赛为代表的设计竞赛，也正迅速的扩大着影响。

虽然飞机设计是技术应用性非常强的领域，但概念的创意与生成仍是飞机设计重要的初步程序，决定着其创新性、基本特征和主要框架。重要性越来越引起人们的重视。而概念创意是一个非良构问题，没有单一的线性解答方式，从多角度思考设计问题，灵活地进行多向思维，成为概念设计的必要条件。

1 多向的设计制图

设计师思维从来就不应该是单一和线性的，多角度思考成为专业能力中最重要的方面。其思维的结果总是以一定的绘图表达出来，再进行反复推敲。与静止状态的物体不同，飞机一般指有动力飞行的航空器，机动动作包括盘旋、滚转、俯冲、筋斗、转弯、跃升等，姿态更为复杂，并非是单一或零碎的图形所能表达。多向灵活的设计思维首先要基于多向的设计制图。由于飞机的动平衡飞行特点，设计制图需要以动态处理为出发点，利用多角度制图的方式，进行多向分析和思考，如图1。而且，不仅要有飞机外形整体图，也要有多达十几个控制切面等辅助性图形，多画面的草图本身就构成了复杂的体系，其中蕴含丰富的信息内容。如图2。多向的绘制设计图，重点在于：(1)绘图的目的是辅助思考，不过早地为前期的设计思想所限制，需要始终保持多方面的灵活思考；(2)审视设计图时，要综合判断不同部位多种解决方案的相互影响性，发现设计参数变化对设计意图实现的影响。如重心改变所带来的不平衡性等。

2 多向的认知思维

多向思维的作用机制体现于两个方面：多向的认知与多向的创造。其中，认知是设计的先行条件，包含对飞机的技术条件认知和文化等其他的多元认知。

谢友柏院士提出现代设计是以知识为基础，以知识获取为中心，设计活动可以看成是知识流动的过程[2]。认知就是对产品知识的认识和理解，是有限制条件下的感性观察到理性接受相应知识，并同设计者心理、状态、经验等相联系，产生一定的联想的过程。针对飞机概念设计，限制条件主要在于飞机的飞行原理与一般功能结构，及飞行技术的一些发展趋向。

如飞机最重要部件是机翼，以机翼产生分层气流，机翼形状是有一定标准的，以符合升力原理；翼尖形状要考虑涡流阻力的减小作用；机翼上还有副翼、襟翼等控制部件。以及一些设计参数，如:机翼面积、展弦比、根梢比、后掠角、翼型相对厚度、安装角、上反角、扭转角等。飞机的技术条件认知是开展设计的基础，概念创意不能回避基本的飞行原理。综合而言，组成飞机的五大部分是：机翼，机身，发动机，起落架和尾翼，针对每一个部分需要掌握基本原理，在相应的规则下进行设计创新。以直升机为例，技术认知应包含发动机与传动系统、主旋翼、尾桨、机身结构和起落架、航空电子设备等技术性要素，还要分析噪声、稳定性和相关控制系统、安全与舒适性、重心分布、任务能力等。如图3。

认知是创造的基础，没有相关的专业知识，就不能运用专业技术进行创造。然而，知识与创造性往往成反比，知识越多，思维的定势越多，对创造性的限制越多。所以，设计需要有多向的认知，以保持较宽的知识面，和丰富的想象力，能举一反三。如研究鸟类翅膀，一般都是内凹形，升力系数大，可应用于一些特殊的设计目的———通过仿生的认知可以有效开拓设计思路。

3 多向的概念发展

概念设计也可称为产品创新或创新构想，就是对即将开发的新产品基本功能和效用、造型、结构、功能使用的对象等所做的设想。其核心要素是创新性。概念设计是符合逻辑的创新过程，是在扫描技术可能时产生的创新联想[2]。在飞机设计中，这种有依据性的创新思路也是多向发展的。

3.1 基于原型的变型化设计

由技术性能决定的第一代产品一般称为原型产品，着重于技术参数的实现。而变型设计是一种设计方法和设计过程，它的基本思想是通过改进已有的系列产品或设计实例来适应新的设计需求。[3]图4为根据FURIA轻型直升机进行的变型设计，着重于机身外形的设计。设计基于已有的工作原理，采用了基本不变的结构方案，以文化、审美、情感需求等要素，对外形和结构进行局部调整，产生适应性的变型产品。变型化设计难度小，适应性强，更有利于着重从产品使用性上进行思考，而不过多被技术可行性所束缚，也利于探讨文化等设计深层次问题。

3.2 基于飞行技术发展趋势的概念化设计

现代条件下，飞机的技术发展非常迅速。如，由于飞行控制技术能力的提高，固定翼飞机出现无尾翼的设计，省略掉原来用于飞行稳定与姿态控制的水平尾翼和垂直尾翼，机体结构简化，减小了飞机的结构重量。相似的，直升机也出现无尾桨设计，而原尾桨作用主要在于平衡主旋翼对机身的反向旋转作用，典型的成功案例是麦道直升机公司为代表的无尾桨直升机（NOTAR）技术的应用，其优势在于直升机事故中有75%与尾桨有关，无尾桨飞机零件较少，故障可能和维护费用也就相应减少，大致比有桨机可靠50%。

这样的技术进步极大的影响着飞机的概念设计思路。有代表性的几种发展趋势如：翼身融合技术（Blended Wing Body）、联合翼或斜拉翼（Joined Wing/Strut-Braced Wing）、空天飞机（Access to Space）[4]、太阳能飞机（solar）等。除了以上一些飞行技术发展态势以外，直接对生物体机能进行研究，也对概念设计产生重要影响。如美国宇航局（NASA）就开展了一系列从生物系统中获取飞行技术开发灵感的研究计划，认为：自然界中的飞行动物，如鸟类、昆虫等，表现出了多样的飞行能力与技巧，其中许多都还不为人类所掌握，而这存在着巨大的潜在应用价值。[5]

概念设计创新正是基于对新的可能性的探讨。开拓的视界，才能为探讨新的可能性提供更广阔的方向。如图5。

3.3 基于环保的绿色化设计

绿色设计又称面向环境的设计DFE(Design for Environment）或全生命周期设计LCD(Life Cycle Design），是对产品从需求开发到回收利用，全过程做节约能源、材料，减少环境危害，降低使用成本的设计观念和设计方法。

如图6是美国马里兰大学学生在25届AHS年度设计竞赛中的获奖作品“Volterra:the Era of Green”，从全生命周期减低使用耗费的角度进行的概念化绿色设计。图7为全电动滑翔机概念设计，不使用化石燃料，而且可以减少飞行噪声，以实现环境保护的目的。

从需求到产品制造，绿色设计已成为设计的核心要求。在多向的设计思维中，更是不可忽视的创新方向。

4 总结

产品概念设计阶段的工作，高度地体现了设计的艺术性、创造性、综合性以及设计师的经验。[6]成功的概念设计，所蕴含的丰富信息应该远超过图纸上直接表达的内容。设计师多向的、深思熟虑的问题思考，是达成其实现的必要条件。

飞机作为高科技产品，除了技术创新外，在人文价值、环境价值上还需要进行更多、更宽泛的多向思考。对包括工程、市场等方面的各种设计人员而言，飞机概念设计都是思维能力的重要挑战。

参考文献

[1]Jan Roskam,Airplane Design,Part 1:Preliminary Sizing of Airplanes[M].Lawrence Kansas:DAR Corporation,2003:Ⅹ.

[2]谢友柏.现代设计理论和方法的研究[J].机械工程学报,2004,4(4):3,7-8.

[3]徐曙斌等.支持变型设计的产品结构模型研究[J].航空制造技术,2009,7:76.

[4]Ilan Kroo.Aircraft Design:Synthesis and Analysis[EB/OL].Version0.99,January 2001.Desktop Aeronautics,Inc.U.S.http://www.desktopaero.com:45-55.

[5]David L.Raney and Martin R.Waszak.Biologically Inspired Micro-Flight Research[EB/OL]..NASA Langley Research Center.Hampton,VA23681.2003,01.

飞机货舱火灾探测器设计探讨 篇8

1 感烟火灾探测器

1.1 离子感烟火灾探测器

离子感烟火灾探测器是利用火灾发生时产生的烟雾能改变空气的导电性这一原理制成的。在探测器的电离室内放置少量具有放射性的物质 (通常为镅-241) , 使电离室内空气变成导体, 经电压的作用形成离子流, 这就使电离室具有一定的导电性。当烟雾粒子进入电离区域时, 将与被电离的离子结合而降低空气的导电性, 当导电性能低于预定值时, 探测器便会发出警报。相对于白烟, 它对灰烟和黑烟具有非常高的灵敏度, 其灵敏度范围为0.20%~2.35%obs/ft, 而大多数火情发生时都会产生大量的浓烟黑烟, 发生火灾的初期, 烟雾的检测非常重要。因此, 该类火灾探测器在早期得到广泛的应用。但由于离子感烟探测器受温度、湿度和杂尘等因素的影响较大, 容易诱发假报、误报的现象, 该报警器不适用于有大量粉尘、蒸气、烟雾、油雾、水雾等滞留的场所, 因为一旦干扰颗粒改变探测室中空气的电离情况, 探测器就会反馈假信号。而飞机运输货物的不确定性, 导致飞机货舱的化学环境十分复杂, 使用离子感烟火灾探测器容易发生误报现象。同时, 探测器中存在放射性物质, 对人身安全和生态环境都会产生威胁, 因而这种探测器现已禁用。

1.2 光电感烟火灾探测器

光电感烟火灾探测器是典型的烟雾探测器, 它是利用烟雾能够改变光的传播特性这一基本性质研制而成的。其工作原理是:在正常情况下, 红外发光元件发出的光无法进入受光元件, 因此没有信号输出。当烟雾粒子进入探测室内部时, 发光元件发出的光将被烟雾粒子散射或反射到受光元件上, 接收的信号强度达到设定值时, 便发出火灾报警, 这种火灾探测的方法通常被称做烟散射光法。目前, 民航飞机上的火灾报警器仍以其为主, 由于光电感烟探测器本质上是粒子探测器, 且对黑烟灵敏度较低, 经常产生虚假信号, 而飞机货舱易产生干扰颗粒, 一旦这些干扰物飘入探测室, 当探测器红外光线产生足够的反射和散射时, 就会导致光电管中光电流的增加, 产生假火警报。由于该探测器只能检测到粒径大于0.4μm的粒子, 本身又无法分辨进入传感器探测室物质的属性, 在正常情况和火灾情况的典型差别仅有0.09%, 所以较小的信号变化会使探测器极易受到干扰因素的影响。并且该类火警报警器无法检测一氧化碳等可燃气体的存在, 无法对危险化学品泄漏发出报警信号, 因而飞机火灾误报的情况频频发生。

2 气体火灾探测器

2.1 半导体气体传感器

半导体气体传感器是利用半导体材料受外界气体刺激时产生电特性变化的原理设计制作的, 是最常见的气体传感器, 这类探测器分为电阻型和非电阻型两种。一般使用氧化锡、氧化锌等半导体金属氧化物材料制作电阻型气体传感器, 通过监测材料与气体接触时电阻阻值产生线性或非线性变化来达到检测气体的目的;而非电阻型传感器则利用发生气体吸附反应时引起的功函数变化来检测气体, 包括金属/半导体结型二极管和MOS-FET等类型。这类传感器可以通过电阻值与气体浓度的变化关系建立函数模型, 对比不同函数模型即可识别不同气体。选择特定的半导体材料可以使传感器对某些气体特别敏感, 从而制成只能检测特定气体的传感器, 如检查酒驾的酒精传感器。电阻式半导体气体传感器具有灵敏度高、体积小、操作方便、响应恢复时间短等优点, 且这种气体探测器制备工艺成熟, 因而广泛应用于家庭和工厂中对可燃易爆等气体的检测。但实际应用中仍存在稳定性和选择性差等缺点, 因而提高此类传感器的气敏性能成为研究的重点。

2.2 红外吸收式气体传感器

常见的有害气体对红外光谱中某波段的光都有一定程度的吸收, 红外吸收式传感器就是通过选择一种与所要探测气体的固有吸收频谱波长一致的光波, 基于比尔朗伯定律, 测定对该探测气体的吸光度, 然后将检测到的光信号转化为电信号, 形成4~20m标准信号, 再转换成数字信号, PLC模块可将信号传输至计算机进行识别判断。这种传感器信噪比高, 响应速度快, 稳定性高, 具有良好的气体选择性, 且传感器的结构简单、抗干扰能力强, 主要用于CO、CO2和碳氢化合物的检测。但其结构复杂, 外形尺寸和功耗较大、成本高, 维护难度大, 使用环境要求高, 因而不适合飞机货舱中危险气体的监测。

2.3 接触燃烧式气体传感器

可燃气体与传感器接触后发生氧化还原反应, 反应热便使传感器中的敏感材料温度升高, 阻值增大, 再将此信号进行整流、放大, 最终传递给控制器。接触燃烧式气体传感器就是通过测定敏感元件阻值的变化情况来检测可燃气体的浓度。此种传感器响应快速, 测量结果准确, 寿命较长, 多用于石油化工领域和矿山、隧道等场所。由于飞机货舱中环境复杂, 敏感元件易受有机蒸气影响使其特性降低, 且该类探测器对非燃烧气体不敏感, 只能对可燃气体进行检测, 在可燃气体范围内, 无选择性, 容易产生误判。暗火工作状态容易引发爆炸, 因而不适用于飞机货舱中。

2.4 电化学式气体传感器

电化学式气体传感器由传感电极和反电极组成, 之间用薄膜电解层隔开, 与危险气体发生氧化还原反应后将产生与气体体积分数成正比的电场电流信号, 通过该信号的强弱判别有害气体的含量。这类探测器分为原电池式、电量式、离子电极式和可控电位电解式4种类型, 传感器灵敏度高、气体选择性好, 一般适用于家庭、实验室等场所, 用以检测CO等有害气体。但也存在许多缺点, 如易化学腐蚀、造价高, 漏液腐蚀电路;且电解液易蒸发或受污染, 而出现电信号异常的现象;在干燥条件下长期存放还会使传感器因电解液干涸而失效, 但较大的电解液用量限制了传感器的微型化。因此, 电化学式传感器的应用具有局限性。

3 复合型货舱火灾探测器的改进途径及方法

目前, 传感器已向多功能化发展, 感温感烟复合式探测器因其功能多元、性能稳定等优点而广受欢迎, 在众多领域具有更宽泛的应用。由于飞机运行环境的特殊性, 市面的各种火灾探测器均存在一定缺点, 并不能完全适用于飞机货舱。因此, 为了更加满足实际应用, 笔者自主创新地设计了一款能同时检测多种气体的复合型飞机货舱火灾探测器。

3.1 多通道半导体气体火灾探测器传感探头材料选择

氧化锌是一种表面控制型半导体材料, 具有物理化学性能稳定、价格低廉等优点, 在制备气体传感器方面得到广泛应用。已有报道, 基于纳米ZnO材料的气敏传感器用来检测乙醇、丙酮、甲烷、甲醛、硫化氢等有害气体, 制备纳米ZnO的方法有很多, 本研究采用一次燃烧法通过掺杂贵金属元素、稀土元素制备了气敏性能良好的纳米ZnO, 具有灵敏度高、工作温度低、选择性高等特点, 能够检测较低浓度乙醇、丙酮等有害气体。

3.2 多通道半导体气体火灾探测器的设计原理

传感器设计的原理如图1所示, 在AB两端插入涂覆纳米材料的气敏元件, H为加热电阻丝, 可以调节传感器材料的工作电流。当环境中气体气氛发生变化时, 气敏元件的阻值明显变化, 造成R2两端电压的改变, 通过监测R2两端电压变化情况, 就能发现空气中存在何种危险气体以及气体的浓度大小。将气体的危险浓度值设置为报警上限, 当检测的信号值达到报警值时, 报警灯就会发出蜂鸣的警笛, 以免发生更大的事故。

3.3 多通道半导体气体火灾探测器的结构

多通道半导体气体火灾探测报警器由传感器探头、信号处理器、控制器 (显示、输入输出、信号处理操作、参数设定等) 和灯光与声音报警装置等构成 (如图2所示) 。由传感器探头采集信息信号, 经过选择和放大等处理后, 将气、电信号转换成数字信号, 控制器通过函数调用对数据进行匹配, 找出产生危险信号的气体, 然后报警, 所获得的结果由显示器显示。本研究将传感器探头分为多个通道, 每个通道可以单独设定函数调用、数据显示和数据输出, 并可以单独设定报警限值。且每个探头使用不同的纳米级半导体金属氧化物材料制备而成, 可以监测不同浓度的危险气体。火情未发生时, 探测器可对危险气体浓度进行实时检测, 避免火情发生;当火情已经发生, 对有毒有害气体快速报警, 为机组人员的补救工作提供时间。该传感器由多探头组成, 减少误报, 增强安全性。

3.4 多通道半导体气体火灾探测器调用函数的选择

探头材料为N型或S型半导体金属氧化物及其复合氧化物, 接触到被测气体时, 传感器阻值发生变化。可将传感器与电阻元件串联, 加上固定电压, 可将气敏元件阻值的改变转化成电阻元件分压的变化, 通过记录电压值达到监测气体体积分数的目的。

火警监测的信号是一系列复杂的参数, 首先建立所有可能产生的危险气体的电压与气体体积分数的函数关系模型, 传感器使用过程则通过调用已知函数实现实时监测有害气体的体积分数, 并识别气体的种类。图3为ZnO传感器探头对不同体积分数的乙醇气体的对应关系和拟合函数模型。可以看出, 使用不同的函数进行拟合时, 对应的相关系数差异很大。因此, 选定适当的函数可以快速准确地对火警进行有效监控, 通过对比, 该ZnO传感器电压与乙醇气体体积分数的关系选择方程y=a-bln (x+c) 作为函数模型更加准确。

3.5 复合型飞机货舱火灾探测器

由于火灾发生初期会产生大量烟雾和CO气体, 罗英等将CO气体传感器与烟雾传感器构成飞机货舱CO/烟雾复合火灾探测器, 减少假火警发生概率, 但该种探测器不能对高温做出响应。向淑兰等采用气体探测器、温度探测器和烟雾探测器的复合制作了飞机货舱的复合火灾探测器, 进一步完善了货舱报警器的功能, 但该种探测器只能对正在发生的火灾产生的危险气体进行报警。因此, 在多通道半导体气体火灾探测器的基础上增加感烟和感温探测器, 使复合型飞机货舱火灾探测器兼具感温、感烟及实时对有害气体监测、报警的多元功能。

货舱为密封状态, 运输的货物可能挥发或释放出乙醇、甲烷、氢气等易燃易爆、危险有毒的气体。而多通道半导体气体探测器可以随时监测这些危险气体的体积分数。当货舱火情已经发生, 燃烧不充分将产生大量一氧化碳、甲烷等特殊气体, 伴随烟雾粉尘, 同时机舱温度会明显升高, 对飞行安全造成巨大威胁。复合型飞机货舱火灾探测系统则可快速对火情做出响应, 其工作原理如图4所示。探测器可以对低体积分数的有害气体进行监测和报警, 如果确有危险气体产生, 将启动感烟探测器和感温探测器再次判别, 最终对采集到的信号通过光缆或电台传输到控制室的监控计算机上进行综合判断, 然后报警。该复合探测器同时具有感烟、感气、感温的功能, 且每个探测器可以单独发出声光报警, 更容易准确定位危险源, 能够快速地检测潜在的或者正在发生的危险, 当几个探测器均检测到危险发生时, 复合探测器则发出报警信号, 可进一步避免虚警和漏报。

4 结束语

浅谈民用飞机失速告警系统设计 篇9

失速告警系统的作用就是当飞机接近失速状态时, 为机组提供警告, 并发出控制指令防止飞机进入真正的失速状态。根据中国民用航空总局和美国联邦航空管理局的规定, 失速告警系统是民用飞机必须安装的机载系统。

1 失速告警系统的需求

1) 失速告警系统应测量飞机迎角, 当迎角增大, 飞机接近气动失速时, 提供失速警告、失速识别和发动机点火功能。

2) 失速告警系统应包含迎角传感器, 用来测量飞机迎角并传输给失速告警计算机。为保证测量精度, 迎角传感器应具有机上校准功能和防冰能力。

3) 失速告警计算机是系统核心处理设备。它对原始迎角数据进行处理, 根据飞机的构型参数和飞行状态, 进行逻辑运算, 并在飞机接近失速时, 发出失速警告、失速识别和发动机点火指令。

4) 失速告警系统在飞机接近失速时, 应向机组发出明显的失速警告。若失速警告后, 飞机仍继续接近失速状态, 失速告警系统应立即进入失速识别, 向飞控系统发出控制指令或自动推杆, 避免飞机进入失速状态。考虑到机翼结冰状态下飞机性能降低, 失速告警系统在这种情况下应提高保护裕度。

2 失速告警系统接口

为实现系统需求, 失速告警系统应与以下系统或设备交联。

2.1 系统输入

1) 电源:系统设备使用28 V直流电, 迎角传感器加热防冰使用115 V交流电。

2) 轮载信号:系统根据起落架轮载信号判断飞机的着落状态, 在地面状态时, 失速警告和失速识别将被抑制。

3) 襟缝翼系统:系统需根据襟缝翼的构型状态进行失速告警逻辑运算。

4) 大气数据系统:系统需根据飞行高度、速度进行失速告警逻辑运算。

5) 飞机姿态系统:系统需根据飞机的姿态, 尤其是侧向、法向运动进行迎角计算修正。

6) 备用仪表:保证大气数据系统和飞机姿态系统提供的数据冗余度。

7) 结冰探测:系统根据结冰探测器信号输入, 判断是否使用结冰情况失速保护裕度。

2.2 系统输出

1) 发动机接口控制单元:系统向其输出点火信号。

2) 航电中央处理系统:通过中央处理系统输出迎角数据、失速警告信号、系统维护信息等, 用于指示和维护。

3) 飞控系统:失速识别时, 向飞控系统发出指令, 操作飞机防止进入失速状态。

4) 发动机指示和机组警告系统:为机组提供系统工作状态指示, 故障指示。

3 失速告警系统组成及安装

失速告警系统由以下设备组成:迎角传感器、失速告警计算机、失速警告装置和失速识别装置。为保证安全性要求, 系统应包含两套或以上迎角传感器, 并安装在机头两侧。失速告警计算机也应具有两路或以上独立的计算通道, 并有独立且不同的信号输入和输出通道。两套失速警告装置分别安装在正副驾驶附近。

1) 迎角传感器安装在机头两侧, 测量部件伸出蒙皮感受气流测量迎角。迎角器的安装应注意减少结冰、雨滴、飞机侧向运动对迎角有效性的影响。

2) 失速告警计算机可以是单独的电子设备, 也可作为软件驻留在飞控计算机内。失速告警计算机将迎角传感器测得的局部迎角转换为飞机迎角, 并根据飞机姿态进行修正。在空中, 当飞机迎角增大至发动机自动点火预设值时, 计算机向发动机接口控制单元发出点火指令;当飞机迎角增大至失速警告预设值时, 计算机发出指令, 失速警告开始工作;若迎角继续增大至失速识别预设值, 失速识别开始工作。在结冰、近地、襟缝翼故障等情况下, 失速告警计算机会采用不同的迎角预设值。失速告警计算机还应该具有系统地面自检测激发和系统内设备故障状态监控的功能。

3) 失速警告装置包括指示灯、振杆器。与屏显和驾驶舱语音系统一起, 根据失速告警计算机的指令向机组发出明显的警告, 包括视觉、听觉和触觉多方面的警告, 如指示灯点亮、屏显提示、失速提示音、驾驶杆抖振。失速指示灯安装在遮光罩上或屏显两侧, 振杆器安装在正副驾驶杆根部, 工作时带动驾驶杆振动。

4) 失速识别装置一定是在失速警告装置工作后, 飞机仍逐渐接近失速并达到预设值后才开始工作。失速识别可通过两种方式实现。一是使用推杆器:失速告警计算机向飞控俯仰机构发出指令, 推动正副驾驶杆向前, 使飞机低头、降低迎角, 以达到远离失速的目的。推杆的速度和力度要选用合适, 防止出现推杆后飞机负过载或飞机不能改出接近失速状态或飞行员抱杆影响推杆的情况。二是通过飞控系统的控制:失速告警计算机向飞控系统发出指令, 当飞机接近失速时, 限制使飞机迎角增大的操作, 并通过增加油门、增加拉杆力, 升降舵偏转、自动襟翼伸出等方式实现改出接近失速状态。

4 结语

失速告警系统是民用飞机重要且必备的机载系统, 其为机组提供失速警告、为飞机提供失速保护功能。本文分析了民用飞机失速告警系统需求, 定义了系统接口并提出了可行的系统架构方案。

摘要：飞机接近失速状态时, 失速告警系统为机组提供警告并能够发出控制指令防止飞机进入真正的失速状态。失速告警系统是民用飞机必备的机载系统。首先分析了失速告警系统的需求, 定义了系统接口并提出了可行的系统架构方案。为民用飞机失速告警系统设计提供参考。

关键词：民用飞机,失速告警,迎角,系统设计

参考文献

民用飞机登机门观察窗设计 篇10

关键词：观察窗,机组/乘客人员,应急撤离,滑梯

引言

在登机门最适宜人机操纵终端位置布置观察窗组件。

1 观察窗设计

1.1 设计要求

当舱门关闭时, 从飞机外面能使下面部分看见: (1) 客舱已经增压。 (2) 撤离滑梯已经待命。

从飞机内侧应当能够满足下列外部视野观察要求: (1) 正常情况下滑梯可能到达地面的位置。 (2) 当起落架折断引起的机身倾斜情况下应能观察到滑梯末端位置。

1.2 结构设计

1.2.1 总体结构介绍

观察窗结构采用内外挡件夹持安装控制玻璃件位置, 中间填充橡胶件垫圈。外挡件与登机门外蒙皮、纵横梁连接固定, 内挡件通过4个Z字型接头与外挡件连接固定。为保证观察窗中间部位的密封件压缩到位要求, 在结构2侧中间各加一卡夹固定。观察窗结构示意图见图1、2。

观察窗结构选用破损安全结构设计形式, 玻璃透明件由内外两层组成, 外层玻璃承受气密舱的增压载荷, 内层玻璃只有当外层玻璃损坏后作为备用的受力构件来承受压力载荷。为保证密封性, 两块玻璃之间用整体橡胶件密封。外层玻璃件外形为机身外形, 内层玻璃的上部中心处有孔, 使在二块玻璃组件间压力保持与客舱中的压力相同。

1.2.2 内层玻璃设计

为增加在飞机舱内向外的视觉范围, 将内层玻璃下端设计成三角形棱镜结构。

1.2.3 观察窗的安装

(1) 调节垫片默认用2档规格 (见表1) , 按图3所示对角线顺序对螺栓施加1.5N·m-2N·m的预紧扭矩后, 检查是否满足:

a.内挡件压紧外密封件。b.螺栓贴紧垫片, 见图4。

(2) 如不满足应参照表2进行相应处理, 再次按照图3顺序对螺栓进行1.5N·m-2N·m的预紧扭矩加载, 再次检查, 重复过程 (1) - (2) 至完成。

(3) 按照图3顺序对螺栓进行最终3N·m-4N·m的预紧扭矩加载, 四个螺栓预紧扭矩的加载应当均匀进行, 以保证密封垫圈均匀贴紧挡件。

1.3 强度分析

观察窗实际受气压面积为0.0514m2, 在增压状态下, 气密载荷作用在外层玻璃上并经密封件传递到外挡板。此外, 由于增压状态下, 观察窗随结构整体外凸。根据《结构设计手册》B3.2.0章节中公式, 计算出外层玻璃上承受的最大应力和应变。

K1和K值根据a/b=1.98数值从《结构设计手册》图B3.2.0-1查出K1=0.6, K=0.11。

1.4 密封设计

标准大气压下, 通过观察窗周围四个“Z”字型支架上螺栓及中间两把卡夹预紧, 保证淋雨状态不出现渗水。外层玻璃与蒙皮之间阶差为-0.5mm, 此为预变形设计。

按照目前密封件经验值, 密封件压缩量在30%左右其密封性能最佳, 本次设计中密封件最大压缩率控制在35%。与外层玻璃之间采用波纹设计, 以提高气密性, 如图2所示。

2结束语

以上所诉, 观察窗设计主要考虑三点:视角要求、密封要求和强度要求。

参考文献

[1]CCAR-25-R4.运输类飞机适航标准[S].

飞机设计 篇11

【摘要】同传统机务训练方式相比，机务虚拟训练具有演示形象生动、操作灵活等优点，能有效的缩短培训周期、减少培训资源浪费。针对某型飞机机务维护虚拟训练系统的功能需求，给出了一种基于UDK的虚拟训练系统开发流程，并详细介绍了系统开发中主要技术问题的解决方法，最后通过系统实现说明了本文提出方法的可行性和有效性。

【关键词】机务维护  UDK  虚拟训练  虚拟现实

【中图分类号】G77                                  【文献标识码】A      【文章编号】2095-3089（2016）11-0233-04

Designing and Realization of a Type Aircraft Maintence Virtual Reality Training System

GUO Wei，WANG Hong-qiang，WANG Xu-dong

（1. China PLA 95997 Unit， Beijing Fengtai 100076）

【Abstract】Compared with the traditional aircraft maintence training mode， virtual reality training has the presentation of vivid， flexible operation， etc.， and it can effectively shorten the training cycle and reduce the waste of training resources. According to the functional requirements of the aircraft maintence virtual reality training system of a certain type of aircraft， this paper presents a virtual training system development process that based on the UDK， and introduces the methods to solve the key technical problems during system development in detail. Finally， through an system example to illustrate the feasibility and effectiveness of the proposed method.

【Keywords】 Aircraft Maintence; UDK; Virtual Reality Training; Virtual Reality

一、引 言

航空机务工作是对飞机及其装备在使用过程中进行维护和修理的保障工作，是航空兵部队战斗、训练保障工作的一个重要组成部分。飞机上的各种装备比飞机有更快的发展，不仅更为高级、精密和复杂，而且在数量和种类上成倍增长，其维护难度大，对作业人员的操作技术和专业素质要求较高。

传统的机务培训模式主要采用理论学习和实装训练相结合，存在许多缺陷。如理论学习不够形象、生动，造成培训效果差;实装训练影响装备寿命，训练过程中稍有不慎，容易造成装备损坏，存在巨大的安全隐患;同时实装训练受到装备数量和训练场地空间的限制，一次性培训人员较少，培训周期过长，造成大量人力、物力、财力的浪费。

虚拟现实（Virtual Reality，简称VR）技术是一种先进的数字化人机接口技术，利用计算机技术生成一个逼真的，具有视、听、触等多种感知的虚拟环境，用户通过使用各种交互设备，同虚拟环境中的实体相互作用，使其产生身临其境的交互式视景仿真和信息交流。

目前虚拟现实技术已经在人工智能、CAD、军用和民用图形仿真、模拟训练、遥感、游戏娱乐等方面得到了广泛应用[1-3]，同时采用虚拟现实系统进行虚拟拟训练已成为一种重要的军事训练手段[4-6]，并开始应用于航空机务维护人员培训，取得了良好的培训效果。

二、机务虚拟训练系统的需求分析

针对该系统而言，实现机务虚拟训练就是研制模拟训练的虚拟仿真系统，完成该型飞机机械、特设和电子等专业的维护操作科目的学习、练习和考核等功能，并提供相应的人员信息管理功能。

虚拟训练软件在计算机上创设三维虚拟训练场景，操作人员通过鼠标点击场景中的物品、设备、部附件等进行操作，以完成各项科目的学习和训练。运行环境为运行训练软件所必需的硬件设备，包括计算机、网络设备等。

根据训练系统功能要求，系统主要划分为人机交互、模式选择、数据库、模型库、知识库和核心工作引擎等部分，其中模式选择部分根据使用情况选择不同的模式，可以完成教学模式、练习模式和考核模式等不同模式的设定。其基本组成如图1所示。

图1  训练系统的基本组成

人机交互部分将操作人员的操作指令变换为虚拟训练的动作指令，并在训练系统中显现出来。根据训练层次不同，操作人员可以选择教学模式、练习模式、考核系统模式满足不同操作人员的使用要求。核心工作引擎是虚拟维修训练系统的基础平台，包含模型控制、通信、数据生成和动作跟踪等核心功能，通过对接口的封装，屏蔽了对模型的读取、控制等具体操作，上层应用系统不需要和三维仿真平台直接交互，简化了应用系统的设计，实现了系统设计的通用性和可扩展性。模型库中存储了仿真系统运行需要的设备、人员、工具及其他物品的三维模型。数据库中包含了训练系统维护科目的操作内容、检查标准、操作代码、分数、人员信息等内容。知识库中包含了操作考核所需的操作过程及评价标准。

三、系统开发流程

UDK（Unreal Development Kit）是Epic公司对外发布的虚拟环境引擎，它提供了完全集成的编辑环境，所有主要工具都可以通过UnrealEd访问，使得管理网格物体、材质、声效及动画等资源比以前更加容易，并能使虚拟环境呈现出前所未有的生动真实的效果[7]。UDK在视景仿真、训练模拟、教育培训等方面都有较好的应用[8，9]，具有很大的灵活性。

基于UDK开发的机务虚拟训练系统的技术开发流程为：3ds Max等软件完成三维模型建模;Photoshop等图片处理软件完成贴图的处理和制作;Flash/Scaleform技术完成软件界面资源的制作;VS2010等软件完成底层代码的编写;UDK编译代码;三维模型和软件界面资源导入UDK后，在UDK中制作关卡文件;最后由UDK进行软件的打包发布。

依据开发虚拟训练系统的特点，具体制定的实现仿真系统的技术路线如图2所示。

图2  仿真系统的技术路线

四、主要技术问题及解决方法

1.三维物体建模及导入

三维建模是整个虚拟维修训练系统的前提和基础，实体模型在虚拟维修训练环境下的有效表达是构建整个虚拟维修训练环境的重要因素，并且对实体模型的维修操作仿真和工作过程仿真也是构建整个系统的关键。

在本系统软件中，三维虚拟场景中的实体模型均为三维模型，都需要应用三维建模软件进行建模。本系统采用3ds Max三维建模软件对各物体进行三维建模，并根据真实场景中的材质、尺寸、重要标识等进行贴图坐标设定。本系统三维建模对象包括机体及部附件、保障器材及车辆、人物角色、机场建筑及附属设施、树木等。下图为部分模型的建模结果。

图3  模型建模结果

三维模型的导出/导入可以分为静态网格物体和骨骼物体两类。相比静态网格物体，骨骼物体就是带有动作或动画的物体，比如人物角色、有动作显示的设备、移动车辆等等。由于UDK不接受骨骼的缩放，因此任何骨骼动画都只能看作骨骼的旋转，设定UDK中的骨骼为动画物体之间的层级关系，比如制作打开舱门的动画，就可以舱门轴为根物体，其他部件都链接其上，形成层级关系，然后制作各部件动作，大大简化了动态模型的制作。

2.材质制作及其动态显示

材质是UDK三维环境形成的基本单元，它能够使物体看起来凹凸不平、闪闪发光、反射光源与折射光源，甚至可以让人产生错觉，以为材质所提供的皱纹、疤痕和毛孔等细节都是物体在建模过程中做出来的。在UDK中制作材质，可以看作对贴图进行一系列变换。按照材质的光照模型，常用的贴图有漫反射贴图、高光贴图和法线贴图，这些贴图的制作是制作材质的关键点，也往往是难点所在，往往需要对照片、图片进行多次变换和修改，如不同尺寸、拍摄角度的照片进行拼合，改变图片的色调、对比度，添加特殊效果，去除杂斑等等。

下图为飞机上的大气温度传感器实物照片，以及分别使用了材质文件和一般贴图的模型的对比，从图中可以看到，相比于只是应用了一般贴图的物体模型，采用了材质文件的模型在真实度上效果非常明显。

图4  设备实物图片

图5  使用了材质和贴图的几何体对比

在UDK三维引擎的材质设计中，系统允许用户重写在材质上定义的参数，来创建给定材质的自定义实例。这样通过在环境的材质中使用一些材质表达式，设计者能够以每个实例为基础来提供参数。对参数的编辑使用是通过UDK中的一个可视化脚本设计系统Kismet实现的，它允许用户快速简便地创设复杂的脚本序列，而无需具有改动底层的编程代码。

在Kismat中添加一个关于颜色控制的Matinee组件，添加新的材质参数控制轨迹，并在特定时刻设置想要设置的参数值，如下图所示。这样在虚拟场景中，操作人员的相应操作可以影响到材质实例参数得数值，材质实例参数的变化可以影响材质显示出的结果，在场景中就变现为操作人员通过相应的操作得到了设备的显示现象。

图6  颜色控制组件的设置

3.运动建模

维护工作中的运动建模包括车辆运动建模、设备的运动建模和操作仿真中飞机附件的运动过程以及工具使用过程中的运动建模。这些运动建模可以增加仿真的真实程度，达到更好的仿真效果。

在UDK中一种完成运动建模的方法是使用Matinee，它是一种为场景中Actor的属性随着时间变化设置关键帧的工具。运动建模的实现可以有多种方式，训练系统采用了制作AnimeSet动画文件进行运动物体设置。对三维物体建模后，分析其运动的方式，在位移运动及旋转运动的部位分别设置骨骼及定点，通过建模软件的动画功能，设置关键帧完成动画设置，如下图所示。

图7  三维建模软件中设置关键帧

动画设置好以后，将其数据输出，导入到UDK中，形成动画文件。Matinee与Kismet紧密集成，它显示为Kismet中的一种Action（操作）类型，将它的一个输入端连接到关卡中的某个事件，便可开始播放动作了。如下图为使用动画文件及动画显示效果。

图8  Matinee模块中使用动画文件

图9  实现的登机门动画

4.虚拟操作实现

虚拟操作是整个维修作业的重要过程，虚拟操作技术是利用虚拟现实技术，建立的虚拟环境，通过分析、可视化数据表示等技术帮助维护人员进行操作工作。在虚拟维护仿真系统中，对虚拟装备进行操作，其操作顺序主要凭借用户的感观与经验来进行判定，具有一定的盲目性和不确定性;另外当设备零件数目过多时，交互操作易使用户产生疲劳，难以保证操作序列的正确性和最优性，为此还需借助操作序列生成方法，来设置具有一定操作规则的设备操作序列。

在操作过程中，并不是任务开始时所有设定的操作物体都可以触发相应的操作事件的，也就是操作任务中要设定一定的操作序列。使用UDK的Kismat设定操作任务时要使用一定的控制变量完成操作任务的操作序列。同时在设定复杂序列会遇到的一个问题，就是可能需要从很多地方、在序列层次的任何点上引用一个变量，这里可以使用“命名变量”简化设计流程。

UDK场景中不同的物体将会支持产生不同的事件。比如，Trigger（触发器）支持Touch（触摸）和 Untouch（未触摸）事件。这样，通过设置操作任务中的物体的事件，就可以为操作任务设定一定的触发事件。一个典型的操作序列通过Kismat实现，可以得到如图的操作序列。图中包含了Kismat中的创建事件、创建变量、命名变量、层次划分、对象注释等内容。一个典型的操作序列如下图所示。

图10  利用Kismat设计的操作序列

五、系统实现

系统根据训练要完成的功能，结合操作任务模式选择等，设计训练系统的界面。系统界面分为菜单界面和操作界面两部分。菜单界面的设计选择了动态型较好的Scale from技术，可以完成任务种类、操作模式、操作人员登录、服务器选择、系统退出等功能，限于篇幅，这里就不详细介绍了。操作界面作为虚拟训练中的人机交互界面，主要显示操作过程中的一些数据，包括操作名称、评价文字、操作错误数、操作得分、选择的工具名称及图标显示。根据选择的模式的不同，操作界面显示的内容会有一定的差别。

在操作训练进行的过程中，操作人员还可以根据操作的情况选择打开一些临时窗口，比如操作标准信息、操作过程信息、操作科目的得分信息等，通过查看这些信息，操作人员可以尽快的熟悉练习科目的要求和步骤，更好的掌握操作训练过程和操作维护标准。

六、结论

本训练系统应用UDK引擎、3D建模等技术，解决了三维物体建模、物体材质控制、物体运动建模、训练交互控制等技术问题，较为真实的模拟了某型飞机的机务任务场景，实现了机务常作科目的操作训练，满足了研制要求。在使用的过程中训练效果好，能使学习人员掌握机务维护技能，了解操作规范，熟悉机务工作任务内容，掌握操作的质量标准。因此应用本训练系统能很大程度上改善训练飞机培训器材短缺、无法进行实装训练的现状，成为机务训练中改善训练条件、提高训练效果的有效手段。

参考文献：

[1]傅涛，杜建卫，赵志峰，张志谦.通信设备仿真中3D仿真技术的研究与实现[J].甘肃科技，2014，30（3）：8-10

[2]杨宇航.基于虚拟现实技术的中医针灸教学系统[J].系统仿真学报，2007，26（1），31-34.

[3]马麟，吕川.虚拟维修技术的探讨[J].计算机辅助设计与图形学学报，2005，17（12）：2729-2733.

[4]袁华.训练模拟系统发展现状及启示[J].国防科技，2009，30（1）：62-65.

[5]杨宇航.基于虚拟现实的导弹维修训练系统[J].兵工学报，2006，27（2）：11-17.

[6]龙玉国，赵红武.门式起重机虚拟仿真培训系统研究[J].计算机仿真，2003，20（5）：120-122，

[7] Jason Busby，Zak Parrish，Joel Van Eenwyk.精通Unreal引擎技术—关卡设计艺术[M].沙鹰，李羽中，童寅山等译.北京：人民邮电出版社，2007.

[8]宋柏峰.UDK虚拟仿蒸系统在矿山的应用初探[J].文艺生活， 2012（6）：276-277.

飞机设计 篇12

关键词：维修机库,电气节能设计,配电,照明

0引言

改革开放以来,中国的经济持续保持高 速发展态 势,在能源消耗总量急剧增加的同时,能源使用效率在国际上却处于落后水平。因此,国家提出节约能源的基本国策,在建筑电 气设计中应该大力贯彻执行。随着民航业务的飞速发展,维修业务越来越多,很多航空公司都加大了对维修设施和维护设备的投资力度。在民航维修机库的电气设计中,如何合理应用电气节能技术,做到电气系统安全、节能、管理方便,成为电气 设计人员需要深入考虑的问题。

1民航飞机维修机库简介

维修机库一般由机库大厅和附楼组成,维修大厅是停放和维修飞机的场所,附楼主要包括动力设施和各类维修车间。维修机库大厅一般采用钢网架、钢柱或混凝土柱结构型式,跨度较大,考虑停放飞机长度和维修飞机所需高度,应为大空间、大跨度的场所。维修机库大厅内主要设备包括地井、插 座箱、吊车、修理坞、机库大门等。其中,地井及插座箱为飞机维修提供电源,包括飞机专用的400 Hz中频电源及50 Hz电源,吊车、修理坞等均为维修飞机所需的工艺设备。

2建筑电气节能设计的基本原则

建筑电气节能设计应遵循技术先进、经济 合理、安全可 靠的原则,在充分满足使用功能及人体舒适要求的前提下减少能源消耗,提高能源 利用率。因 此,电气节能 设计应符 合以下要求:

(1)满足各类场所的照度要求,保证照明的色温、显色指数等,保证工艺设备和建筑设备的供电需求;

(2)综合考虑工程的经济性,在采用节能新技术和产品时,不能无限制增加项目投资;

(3)选用低损耗节能型配电设备,优化供配电系统,提高功率因数。

3维修机库电气节能设计

3.1变电所设计

合理的变电所位置可以控制导线长度,减少电能损耗。在维修机库中,用电设备分散、供电半径大,变电所应尽可能设在负荷中心。对于大型维修机库,应设置2处变电所,位置宜选择在附楼;在维修机库外设置变电站,采用220/380V低压为机库供电,仅适用于小型维修机库。

在选择变压器容量时,应采用需要系数法计算维修机库内用电设备,即吊车、修理坞、电动大门、中频电源、风机水泵等连续运转设备、照明设备 等的功率,得出维修 机库的计 算功率。根据计算 功率合理 选择变压 器容量,尽量使变 压器运行 在60%~70%负荷率范围内。在确定变压器数量时,要满足维修机库内负荷等级的要求,同时还应该考虑负荷变化、季节变 化等因素。选择节能型变压器有利于电气节能。选择 变压器型号时应遵循以下原则:

(1)优先选择符合《配电变压器能效限定值及技能评价值》规定的节能产品;

(2)选择空载损耗及负载损耗低的产品。

3.2配电系统设计

维修机库低压配电电压 以220/380 V为主。配电系 统应该简单可靠,配电级数不宜过多,低压配电一般不宜多于3级。维修机库中照明、插座 及大量的 维修与试 验设备均 为单相设备,其供电应尽量平均分布在L1、L2和L3相上,以免三相不平衡引起中性线电流增大,造成损耗增加。

3.3导线选择及敷设

维修机库低压供电半径大,线路损耗相当可观。设计时可采取下列措施来减少线路的能量损耗:

(1)选择阻燃型铜芯电缆。铜芯电缆的电阻率低于载流量相当的铝芯电缆或合金电缆。采用铜芯电缆虽初始投资 相对较大,但由于线路损耗小,在电缆寿命周期内更为经济。

(2)合理选择电缆走向,避免迂回配线,合理选择配电箱位置并控制供电范围。由配电箱向末端设备配电,以实现对电能的二次分配,可有效降低电缆长度和线路损耗。

(3)选择适当的导线截面。在维修机库项目中,由于平层面积很大,经常会出现长度超过200m的供电电缆。在选择导线截面时,除了要考虑载流量和电压损失外,还应适当放 大长度较长、电流较大的供电回路电缆截面,以降低电阻率,减少线路损耗。

3.4功率因数补偿

提高功率因数可减少无功功率在线路上的传输,减少线路损耗。在维修机库项目中,提高功率因数的主要方法为无功补偿。无功补偿主要有分散补偿和集中补偿2种方式,维修机库内用电设备较为分散,用电负荷时间段也不相同,采用在变 压器低压侧集中补偿的方式比较适合。电容补偿可采用固 定补偿加自动投切的方式,为避免变压器低负荷率时无功功率补偿电容器频繁投切,宜固定设置一组手动投切的无功功率补偿电容器。无功功率补偿电容器根据用电负荷的变化,自动投入相应数量的电容进行跟踪补偿,保持变压器低压侧功率因数不低于0.95。

3.5谐波抑制

维修机库内存在较多非线性用电设 备,如中频逆 变电源、气体放电灯、修理坞等。设备运行时产生大量的奇次谐波会导致电压波形畸变,增加导线中的电流,加大线路损 耗。对于维修机库来说,除了采用Dyn11接线组别的三相配电变压器和在电容补偿柜内装设串联电抗器等常规方法外,还可通过设置有源滤波器来控制谐波含量。对于谐波源较多的维修机库,采用并联有源滤波器来抑制谐波;对于谐波源较少的维修机库,可在低压侧设置电力仪表监视记录谐波分量,预留装设滤波器的位置,方便日后根据实际需要装设。

3.6照明节能

维修机库大厅跨度大、面积大,附楼内房间较多,需要的灯具数量多、容量较大,可从以下几个方面考虑照明节能:

根据工艺对维修机库大厅照度的要求,将机库大厅照度设置在500lx,附楼维修 车间照度 根据使用 要求分为500lx和300lx两种,办公室等 房间为300lx,其余房间 照度按GB50034—2004《建筑照明设计标准》确定。在满足照度要求情况下,按照国家对照明节能的要求,将各房间内照明功率密 度限定在目标值以下。

维修机库大厅内跨度较大,高度一般超过20m,对照明质量及照度水平及光效有较高要求,因此选用高效的金属卤化物灯作为照明光源。金属卤化物灯显色性好,发光效率 高,适用于大空间场所。附楼办公室、各工作间等房间采用高效的三基色荧光灯,三基色荧光灯光效可达到80~100lm/W,显色指数Ra达80~85,还有各种 色温可以 满足不同 场所的不 同需要。对选用的灯具配以电子镇流器或节能型电感镇流器以提高功率因数,镇流器效率应满足国家相关能效限定值的要求。

在照明设计中应选用高效率灯具。其中,荧光灯灯具效率不应低于的限值:开敞式的为75%、带透明保 护罩的为65%、格栅的为65%;金属卤化物灯灯具效率不应低于的限值:开敞式的为75%,格栅或透光罩的为65%。此外,可选择涂二氧化硅保护膜、采用真空镀铝工艺或其他材料来提高灯具效率。

灯具的安装高度对照明效果有很大影 响。维修机库 大厅将灯具安装在机库钢网架中,与钢网架下弦平齐,有利于控 制眩光。附楼中有吊顶的房间灯具在吊顶内安装,无吊顶的房间内灯具链吊安装或吊杆安装,安装高度不宜高于4m。

在机库大厅内,采用集中控制或智能照明控制系统对灯具进行控制,借助各种不同的控制方式,对不同时间、不同环境进行设置和管理,以达到节能的效果。附楼内各房间采用就地控制方式及通过减少单个开关控制灯具的数量,提供灵活的开关照明灯具的选择。走廊、楼梯等人员短暂停留的公共场所采用两地控制或节能自熄开关。

4结语