短舱结构高周疲劳分析方法研究

❶ V22鱼鹰运输机

鱼鹰V-22
本世纪五六十年代美国、加拿大和欧洲一些公司竞相掀起了一股研制集直升机和固定翼飞机优点于一身的倾斜旋翼机的热潮。最初，许多航空专家对于研制这种飞机寄予厚望。但是，由于这种飞机的设计结构复杂，尤其是在对机翼旋转结构和旋转式短舱结构的研制方面长期难以取得突破性进展，再加上试飞时机毁人亡的事故接连发生，因此，许多国家放弃了研制。也许，真是印证了中国的那句古语——有志者，事竟成。
美国贝尔直升机公司研制的X-22A、XC-124A、CL-84验证机尽管均遭不测，但经过不懈努力，终于在1977年5月将XV-15验证机(下图)送上了蓝天，为V-22“鱼鹰”的研制迈出了坚实的一步。
1982年，贝尔直升机公司和波音直升机公司根据美国国防部提出的JVX计划(多用途垂直起降飞机研制计划)，开始在XV-15的基础上联合研制倾斜旋翼机，当时由美国陆军负责。但是，没过一年陆军便决定放弃研制计划，而与此同时，美国海军陆战队却对该机产生了浓厚的兴趣，并最终成为该机的主要客户。
根据任务分工，贝尔公司主要负责研制机翼、发动机短舱、螺桨-旋翼装置和传动系统及发动机一体化。波音公司负责机体、尾翼、起落架、综合电子设备。V-22“鱼鹰”于1989年完成首次试飞。90年12月4～7日，在美海军“大黄蜂”号航空母舰上进行了海上试飞，年底前完成了一系列试飞。尽管如此，但美国国会和国防部对这种独一无二的飞行器态度依然极为冷淡。1990财年和91财年，停止为该机研制计划拨款。一年后，虽然开始恢复拨款，但数额十分有限，仅局限于科研设计和试验。在以后的发展中，V-22更是历尽艰辛。按最初计划，美国防部应采购913架四种型号“鱼鹰”倾斜旋翼机，它们是海军陆战队使用的MV-22，海军使用的HV-22，空军的CV-22及SV-22A。但由于美国防部对研制计划消极抵触，结果研制SV-22A的计划全部被取消，整个的采购数量减少到657架。减少采购数量的原因一是研制经费过高，如果按照1997年的价格计算，每架的研制经费高达4200万美元。二是安全性差。1993年之前，5架验证机中就有2架在试飞时因机载电子设备故障和发动机故障坠地夭折。而即使到了2000年，V-22已经发展得相对成熟的时候，也连摔了两架MV-22型，这是后话了。

值得庆幸的是，V-22最终还是赢得了国防部的认同。根据计划，从1998年6月开始生产5架V-22“鱼鹰”，于1999年交付美海军陆战队使用。2000～2002年，分三批再向海军陆战队交付20架。预计，美国防部将共采购523架，其中海军陆战队采购425架MV-22，将作为运输和机降飞机，全部取代海军陆战队使用的CH-46和CH-53直升机。海军采购48架HV-22，作为航母和大型作战舰只使用的搜索救援机、电子干扰机。空军采购50架CV-22(下图)，作为特种作战飞机，以取代AC-130H和MC-130E/H型特种飞机以及MH-53J直升机，于2003年和2005年分两批交付。
V-22的悬臂式上单翼飞机。在机翼两端翼尖各安装了一部旋转式短舱，两个短舱内各装有一台美国艾利逊公司研制的T406-AD-400涡轮轴发动机(6235轴马力)。两个短舱头部各装有一副由三片桨叶组成的逆时针旋转的旋翼，桨叶由石墨/玻璃纤维制成，平面形状为梯形，桨叶采用不同于一般直升机的设计，有利于提高前飞和悬停效率。当旋转短舱垂直向上时，便可像直升机一样垂直起飞。当达到一定飞行高度和飞行速度后，旋转式短舱向前转动90°到水平位置，该机便像普通固定翼螺旋桨飞机一样向前飞行。在以直升机方式飞行时，操纵系统可改变旋翼上升力的大小和旋翼拉力倾斜的方向，以便使飞机保持或改变飞行状态。在以巡航方式飞行时，上单翼后缘的两对副翼可保证飞机的横向操纵。铰接在端板式垂尾上的方向舵和平尾上的升降舵可以依靠舵机改变飞行方向和飞行高度。

V-22及其改进型均备有空中加油系统，其机组由三人组成。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。根据美国海军陆战队的作战使用要求，V-22将主要以航母和其它大型舰只为基地。为减少飞机在甲板上的占地空间，采用了折叠式桨叶，其机翼也采用了旋转式，必要时可与机身平行。机上安装了塔康导航系统。塔康系统工作频段为962～1213兆赫，共有252个波道。利用该导航系统可以保障飞机沿预定航线飞行、机群的空中集合和会合以及在复杂气象条件下引导飞机归航和进场着陆。塔康导航系统由美国于本世纪50年代率先装备使用，后成为北约标准军用导航系统。另外还安装了AN/APQ-174地形跟踪多功能雷达，还安装有五台多功能显示器，其中第五台显示器专门用于显示地形图。机载设备可以确保V-22之间及飞机与基地和E-3A空中预警指挥机之间的联络。为提高夜战能力，在海军陆战队使用的V-22上将安装飞行员夜视镜，在空军和海军使用的V-22改进型上将安装AN/AAQ-16前视红外搜索雷达。此外，还安装了甚高频和特高频话音保密通信装置、敌我识别器、AN/AAR-47导弹告警系统。下图为V-22座舱图。

V-22的机载武器可根据执行任务的性质进行选择。通常在货舱内安装了若干挺7.62毫米或12.7毫米机枪，在机身的头部下方安装了旋转式炮架，机身两侧安装了鱼雷和导弹挂架。贝尔·波音公司选择通用公司全资子公司—通用动力武器系统公司为V-22“鱼鹰”飞机开发炮架系统。合同有效期2001～2005年，波音公司将为3套V-22炮塔系统的工程设计、开发、制造和测试支付4500万美元。而整个项目的潜在价值达2亿5000万美元。通用动力武器系统公司总裁哈德森表示：“很荣幸有这个机会与贝尔·波音公司合作，向美国海军陆战队的通用型飞机提供武器系统一体化专业知识。”通用动力武器系统公司提供的V-22炮塔火炮系统将包括1门GAU-19 12.7毫米加特林机枪、1个轻型炮塔与1个线形复合弹舱和供弹系统。该炮塔能左右各旋转75度、上仰20度、下俯70度，位于机头正下方，供弹系统则位于驾驶舱下方。该系统将为V-22“鱼鹰”飞机提供压制火力，提供战机生存能力。但在2001年初，V-22计划办公室重新考虑了V-22是否需要装备枪塔。由于研制中发现该系统的费用比预期要高，促使海军陆战队领导和计划管理部门重新作考虑。到2002年12月，美国海军航空系统司令部招标征求一种新型12.7mm机枪，用于V-22和其他海军飞机。对该武器的要求包括：安装有12.7mm机枪的枢轴，机枪采用开闩待击以防止枪弹自燃；射速超过1000发/分钟；枪管寿命为10000发；40000发子弹之内无须送往武器维修基地进行保养；配有容量分别为100、300和600发子弹的弹箱；可以发射北约所有的制式12.7mm枪弹，包括脱壳弹药。

该机旋翼直径11.58米，翼展15.52米，机长19.09米，机高6.90米，海平面巡航速度185千米/小时(采用直升机方式飞行)和509千米/小时(采用固定翼方式飞行)，实用升限7925米，起飞滑跑距离152米，航程2225千米(满载，垂直起降)和3336千米(满载，短距起降)，空重14463千克，正常起飞重量达到21545千克(垂直起降)和24947千克(短距起降)，最大起飞重量为27442千克(短距起降)。
V-22的机身呈矩形，从而加大了机舱内的容积，可运载24名全副武装的士兵或12副担架及医务人员，也可在机内装9072千克和外挂6 804千克货物。就其飞行速度和航程来说，远远超过了CH-46直升机。与某些军用运输机相比，V-22也占有优势。就拿意大利研制的载重量为9000千克的G222军用运输机来说，其最大飞行速度为633千米/小时，最大航程仅为1400千米。

参考资料：http://armaments.blog.sohu.com/74330253.html
回答者： CHUJIAO6 - 参将 九级 10-8 00:30
2005年10月，MV-22“鱼鹰”项目被批准进入全速生产阶段，从而结束了该机为期18年的试验。之前，美国国防部正式宣布，首批5架V-22“鱼鹰”OSPREY倾斜旋翼机于年前正式服役美国海军陆战队。随后其改进型将陆续装备美军。倾斜旋翼机是一种介于直升机和普通飞机之间的新颖机型。

本世纪五六十年代美国、加拿大和欧洲一些公司竞相掀起了一股研制集直升机和固定翼飞机优点于一身的倾斜旋翼机的热潮。最初，许多航空专家对于研制这种飞机寄予厚望。但是，由于这种飞机的设计结构复杂，尤其是在对机翼旋转结构和旋转式短舱结构的研制方面长期难以取得突破性进展，再加上试飞时机毁人亡的事故接连发生，因此，许多国家放弃了研制。也许，真是印证了中国的那句古语——有志者，事竟成。

美国贝尔直升机公司研制的X-22A、XC-124A、CL-84验证机尽管均遭不测，但经过不懈努力，终于在1977年5月将XV-15验证机下图送上了蓝天，为V-22“鱼鹰”的研制迈出了坚实的一步。

1982年，贝尔直升机公司和波音直升机公司根据美国国防部提出的JVX计划多用途垂直起降飞机研制计划，开始在XV-15的基础上联合研制倾斜旋翼机，当时由美国陆军负责。但是，没过一年陆军便决定放弃研制计划，而与此同时，美国海军陆战队却对该机产生了浓厚的兴趣，并最终成为该机的主要客户。

根据任务分工，贝尔公司主要负责研制机翼、发动机短舱、螺桨-旋翼装置和传动系统及发动机一体化。波音公司负责机体、尾翼、起落架、综合电子设备。V-22“鱼鹰”于1989年完成首次试飞。90年12月4～7日，在美海军“大黄蜂”号航空母舰上进行了海上试飞，年底前完成了一系列试飞。尽管如此，但美国国会和国防部对这种独一无二的飞行器态度依然极为冷淡。1990财年和91财年，停止为该机研制计划拨款。一年后，虽然开始恢复拨款，但数额十分有限，仅局限于科研设计和试验。在以后的发展中，V-22更是历尽艰辛。按最初计划，美国防部应采购913架四种型号“鱼鹰”倾斜旋翼机，它们是海军陆战队使用的MV-22，海军使用的HV-22，空军的CV-22及SV-22A。但由于美国防部对研制计划消极抵触，结果研制SV-22A的计划全部被取消，整个的采购数量减少到657架。减少采购数量的原因一是研制经费过高，如果按照1997年的价格计算，每架的研制经费高达4200万美元。二是安全性差。1993年之前，5架验证机中就有2架在试飞时因机载电子设备故障和发动机故障坠地夭折。而即使到了2000年，V-22已经发展得相对成熟的时候，也连摔了两架MV-22型，这是后话了。

值得庆幸的是，V-22最终还是赢得了国防部的认同。根据计划，从1998年6月开始生产5架V-22“鱼鹰”，于1999年交付美海军陆战队使用。2000～2002年，分三批再向海军陆战队交付20架。预计，美国防部将共采购523架，其中海军陆战队采购425架MV-22，将作为运输和机降飞机，全部取代海军陆战队使用的CH-46和CH-53直升机。海军采购48架HV-22，作为航母和大型作战舰只使用的搜索救援机、电子干扰机。空军采购50架CV-22下图，作为特种作战飞机，以取代AC-130H和MC-130E/H型特种飞机以及MH-53J直升机，于2003年和2005年分两批交付。

V-22的悬臂式上单翼飞机。在机翼两端翼尖各安装了一部旋转式短舱，两个短舱内各装有一台美国艾利逊公司研制的T406-AD-400涡轮轴发动机6235轴马力。两个短舱头部各装有一副由三片桨叶组成的逆时针旋转的旋翼，桨叶由石墨/玻璃纤维制成，平面形状为梯形，桨叶采用不同于一般直升机的设计，有利于提高前飞和悬停效率。当旋转短舱垂直向上时，便可像直升机一样垂直起飞。当达到一定飞行高度和飞行速度后，旋转式短舱向前转动90°到水平位置，该机便像普通固定翼螺旋桨飞机一样向前飞行。在以直升机方式飞行时，操纵系统可改变旋翼上升力的大小和旋翼拉力倾斜的方向，以便使飞机保持或改变飞行状态。在以巡航方式飞行时，上单翼后缘的两对副翼可保证飞机的横向操纵。铰接在端板式垂尾上的方向舵和平尾上的升降舵可以依靠舵机改变飞行方向和飞行高度。

V-22及其改进型均备有空中加油系统，其机组由三人组成。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。根据美国海军陆战队的作战使用要求，V-22将主要以航母和其它大型舰只为基地。为减少飞机在甲板上的占地空间，采用了折叠式桨叶，其机翼也采用了旋转式，必要时可与机身平行。机上安装了塔康导航系统。塔康系统工作频段为962～1213兆赫，共有252个波道。利用该导航系统可以保障飞机沿预定航线飞行、机群的空中集合和会合以及在复杂气象条件下引导飞机归航和进场着陆。塔康导航系统由美国于本世纪50年代率先装备使用，后成为北约标准军用导航系统。另外还安装了AN/APQ-174地形跟踪多功能雷达，还安装有五台多功能显示器，其中第五台显示器专门用于显示地形图。机载设备可以确保V-22之间及飞机与基地和E-3A空中预警指挥机之间的联络。为提高夜战能力，在海军陆战队使用的V-22上将安装飞行员夜视镜，在空军和海军使用的V-22改进型上将安装AN/AAQ-16前视红外搜索雷达。此外，还安装了甚高频和特高频话音保密通信装置、敌我识别器、AN/AAR-47导弹告警系统。

V-22的机载武器可根据执行任务的性质进行选择。通常在货舱内安装了若干挺7.62毫米或12.7毫米机枪，在机身的头部下方安装了旋转式炮架，机身两侧安装了鱼雷和导弹挂架。贝尔•波音公司选择通用公司全资子公司—通用动力武器系统公司为V-22“鱼鹰”飞机开发炮架系统。合同有效期2001～2005年，波音公司将为3套V-22炮塔系统的工程设计、开发、制造和测试支付4500万美元。而整个项目的潜在价值达2亿5000万美元。通用动力武器系统公司总裁哈德森表示：“很荣幸有这个机会与贝尔•波音公司合作，向美国海军陆战队的通用型飞机提供武器系统一体化专业知识。”通用动力武器系统公司提供的V-22炮塔火炮系统将包括1门GAU-1912.7毫米加特林机枪、1个轻型炮塔与1个线形复合弹舱和供弹系统。该炮塔能左右各旋转75度、上仰20度、下俯70度，位于机头正下方，供弹系统则位于驾驶舱下方。该系统将为V-22“鱼鹰”飞机提供压制火力，提供战机生存能力。但在2001年初，V-22计划办公室重新考虑了V-22是否需要装备枪塔。由于研制中发现该系统的费用比预期要高，促使海军陆战队领导和计划管理部门重新作考虑。到2002年12月，美国海军航空系统司令部招标征求一种新型12.7mm机枪，用于V-22和其他海军飞机。对该武器的要求包括：安装有12.7mm机枪的枢轴，机枪采用开闩待击以防止枪弹自燃；射速超过1000发/分钟；枪管寿命为10000发；40000发子弹之内无须送往武器维修基地进行保养；配有容量分别为100、300和600发子弹的弹箱；可以发射北约所有的制式12.7mm枪弹，包括脱壳弹药。

该机旋翼直径11.58米，翼展15.52米，机长19.09米，机高6.90米，海平面巡航速度185千米/小时采用直升机方式飞行和509千米/小时采用固定翼方式飞行，实用升限7925米，起飞滑跑距离152米，航程2225千米满载，垂直起降和3336千米满载，短距起降，空重14463千克，正常起飞重量达到21545千克垂直起降和24947千克短距起降，最大起飞重量为27442千克短距起降。

V-22的机身呈矩形，从而加大了机舱内的容积，可运载24名全副武装的士兵或12副担架及医务人员，也可在机内装9072千克和外挂6804千克货物。就其飞行速度和航程来说，远远超过了CH-46直升机。与某些军用运输机相比，V-22也占有优势。就拿意大利研制的载重量为9000千克的G222军用运输机来说，其最大飞行速度为633千米/小时，最大航程仅为1400千米。

无疑，V-22也存在一些问题。一是结构设计复杂，二是易受地面防空武器的攻击，三是生产和使用费用昂贵。因此，贝尔和波音公司曾试图研制一种对地面防空武器实施攻击的V-22飞机，以取代AH-1“超眼睛蛇”武装直升机，但遭到了美国会和国防部的拒绝。当然，我们应该看到的是，随着V-22及其改进型装备部队，美国军队的两栖作战能力以及全球范围内的作战保障能力都将得到一定程度的提高。由于V-22本身性能的优越性，美三军和英国军方已着手研制多种改型，简单介绍如下：

MV-22

MV-22是V-22系列第一种变型，为海军陆战队使用，部署在海军两栖攻击舰上。计划取代CH-46和CH-53A/D直升机，计划产量425架。MV-22的主翼可以以主翼轴心为圆心做大范围的折叠。该型载3名机组人员和24名全副武装的海军陆战队员或者等量的货物。MV-22有一种小改型：陆军救护型，未获得正式定单。

CV-22

美空军计划采用50架CV-22取代自身装备的所有MH-53J、MH-60G直升机和MC-130E“攻击爪”运输机。性能先进的CV-22比上述飞机飞得更快、更远，将使美空军和陆军的战术突击空运能力大大增强。而在以往，上述的多种直升机因为航程有限，必须由运输机先行运送到目标区域附近，然后再自行出动，CV-22就省却了这些麻烦，突然性和可靠性大大增强。举一个典型例子，CV-22能在接受任务后的一天时间内抵达亚非大陆的任何地点执行任务，而且不需要其他机种辅助。

为了更好的完成上述任务，CV-22特别装备了大型的副油箱，容量达7950升。电子设备方面将加装雷声公司的AN/APQ-174D地形回避/跟踪雷达、两台能实时接受卫星通信的RockwellCollins公司的AN/ARC-210电台、改进的电子战系统、一个GPS定位装置、数字化地图和Motorola公司的单兵通信装置。另外还加装了三个铰绳速降装置、三个快速收绳装置和一个救生吊篮。

EV-22

美陆军计划用V-22的电子战改型EV-22取代EH-1、EH-60、RV-1、RC-12和OV-10等几种机型。

HV-22

HV-22是计划中的美海军特种部队突击空运机型。用于海军战斗搜索与救援，可执行特种作战任务和后勤支援任务。

SV-22

SV-22是美海军计划取代S-3“海盗”Viking反潜机的舰载通用机型。其最大作战半径达1205千米。SV-22将装备悬挂声纳、磁异常探测器、声纳浮标和Mk-50反潜鱼雷。

WV-22

WV-22是美海军和英国皇家海军计划中的预警型。将用于取代E-2“鹰眼”Hawkeye预警机。它将采用先进的嵌入机身和机翼的相控阵雷达，即所谓的“智能蒙皮”。

尽管V-22本身前景尚不明朗，但其划时代的设计、先进的性能使其在航空史上必占有重要一席。目前其民用型正由贝尔公司紧张开发中。而英国海军则计划将V-22作为“海王”预警直升机的取代品。2000年CV-22的试飞出现两次机毁人亡的事故，使得停止V-22计划的呼声高涨，前景变得非常暗淡。实际上两次事故并不是因为倾斜转翼造成的，而是电缆故障等原因造成的。但911恐怖袭击之后，美军认识到非常急需特种作战飞机，V-22项目又有了起色。目前的计划是首架CV-22飞机要到2006财年才交付使用，初始作战能力也就相应到2008财年才能实现。飞行试验将在2002年恢复进行，然后低速生产8架用于进一步的试验。

2002年4月，因MV-22坠毁而丧生的海军陆战队员的妻子KarenRunnels正式提起法律诉讼，要求飞机制造商承担因“产品质量不合格并造成不合理危险”而造成的损害赔偿责任。被起诉的被告包括波音公司、贝尔直升机公司、达信公司、BAE公司以及其他几个参与飞机生产的公司。原告要求这些公司承担连带赔偿责任，赔偿死亡赔偿金和丧葬费。KarenRunnels25岁的丈夫于2000年12月11日晚，在卡罗来纳州北部训练时与另外三名队员一起因MV-22坠毁而丧生。预计此诉讼对V-22并无明显影响，可能以庭外和解而结束。

5月29日，V-22成功的进行了首次恢复试飞任务。当天V-22完成了20次起降，并且在空中连续多次进行了从直升机模式到倾转旋翼模式的转变。在整个测试过程中一切顺利。更多的试验将根据此次试验的情况进行编排。7月，据未公开的美国会消息，国会在连串预算中，批准了增加2.78亿美元拨款，用于采购11架V-22倾转旋翼机。也许现在是V-22苦尽甘来的时候了。

2002年8月美国国防部负责采办、技术和后勤的副部长奥尔德里称，陆战队的V-22将再获得一年的时间进行测试，然后五角大楼再根据测试情况作出裁决。之前V-22项目办公室出台了一个为期两年的飞行测试计划，但奥尔德里奇说一年时间至少足以作出一项初步的决定。V-22项目办公室以及承包商贝尔公司则称，“鱼鹰”并不比任何其他直升机更易受到涡环状态的影响。目前争论双方焦点在于涡环状态是否会导致V-22实际性能大大下降。美国防部计划如果V-22项目失败，将采用改进CH-53、引进外国直升机的替代方案。9月初美国防部副部长奥尔德里奇亲临V-22试飞现场，充分标明了国防部对这一重大项目的重视。同时，美国海军陆战队和空军的V-22倾转旋翼机项目官员都表示，希望继续推进的飞行试验能够成功，加上降低生产费用的努力，争取吸引国际合作伙伴的加入以减低风险。

2002年12月罗尔斯•罗伊斯公司已为V-22提供了第100台AE1107C涡轴发动机。AE1107C是罗尔斯•罗伊斯公司“共同核心机”发动机系列中的一个成员，该发动机系列还包括AE2100涡桨发动机和AE3007涡扇发动机。罗尔斯•罗伊斯公司是世界首家在一个相同的发动机核心机上发展三种截然不同的发动机的涡轮发动机制造商。AE1107C发动机是根据一项“按小时提供动力（TM）”的民用协议提供后勤保障的。2003年，罗尔斯•罗伊斯公司计划交付22台AE1107C发动机，用于V-22飞机的低速初始生产。

2003年1月，贝尔直升机公司透露，为进一步满足陆军的需求，该公司与波音公司合作研究V-22的“停止-折叠桨叶stop-fold”武装攻击改型，以及宽体倾转翼改型。所谓停止-折叠桨叶技术，主要是指倾转旋翼机在飞行中，将倾转旋翼桨叶折叠起来，停止使用旋翼而采用其他推进动力，这样速度可以提高到更快的水平。对此贝尔已做了一些验证试验。宽体倾转翼改型主要用于运送陆军高机动性多用途轮式战车等大型装甲车辆，这种改型的螺旋桨桨盘尺寸更大，效率更高。同时，V-22开始在美海军两栖攻击舰上进行舰载飞行试验。在过去的试验中，发现当飞机在旋翼旋转进行甲板上着陆时有翻转的危险。海军希望飞行控制系统的修改能解决这一问题。试验还将验证V-22一个机翼在甲板上，而另一个机翼在水面上时的起飞着陆的能力。计划晚些时候测试V-22对涡环状态的敏感性。

2月26日V-22成功完成伞投试验。试验共进行了三周，飞行时间超过30小时，此次试验内容包括开伞袋轨迹试验，以验证开伞袋在飞机尾流影响下的运动状态；跳伞员悬挂试验，这项试验分别是在V-22按固定翼飞行模式下，和由直升机模式转到固定翼飞行模式的转换过程中完成的，跳伞员是用重68~163千克的仿真模型替代；集装空投试验，集装箱重227到454千克，进行了一次空投四捆集装箱的试验。另外，还测试了气流对仿真跳伞者或投放物的影响。

2003年4月，V-22的多任务雷达低高度地形跟踪（TF）目标试验取得成功。参与试验的CV-22上的多任务雷达所产生信号经过任务计算机处理后，向驾驶员作出地形规避提示信息，这样飞行员可驾驶飞机在非常靠近地面的情况下安全飞行，包括在夜间和恶劣天气条件下。试验中CV-22下降到200英尺（61米）的离地高度，并克服了大风和紊流的影响。

2003年5月，美海军的V-22项目办公室宣称，他们已对V-22油箱进行了重新配置，并采取措施提高了飞机性能。具体是去除后部突出油箱，代之在机翼上增加油箱，从而克服了重心偏移问题。由于这种变化，MV-22飞机的航程将增加，超过4260千米。该项目开发了一种430加仑的辅助油箱，在2004年的作战评估期间将获得验证和使用。

2003年7月14日，CV-22第9号机经过改装和天线的重新布置，于当天进行了两年多以来的首次试飞。9号机飞行了一个多小时，完成了重返飞行的检查，包括基本飞行性能、空速校准、操纵品质等内容的评估。飞机是在转换状态即直升机和飞机间的状态完成了试验测试。此前，因为美国空军试飞中心Benefield吸波室对该机电子战设备的测试显示，其天线安装存在缺陷，因此9号机花了两年时间进行了多处改装，包括升级电子和液压线路，安装电子战和抗热寻的导弹装置。从10月开始到2004年3月，项目进入下一阶段，将测试航电系统、电子战和多模式雷达。在2004年夏季，该机将改装成最终生产型典型布局。

❷ 5.翼吊布局的优缺点分别是什么

翼吊式布局是客机与轰炸机等飞机最主要的发动机布局方式。该布局下，机翼/机身/短舱/吊架（B-W-N-P）组合体间存在着复杂的流动相互干扰。当发动机工作时干扰更为复杂。为了解组合体气动特性及短舱动力状态影响，本文应用数值模拟方法，以 DLR-F6 模型为原始模型，研究通流及动力状态下 B-W-N-P 组合体的气动特性。

本文首先进行了实验条件下 F6 基准模型通流数值模拟。将组合体气动性能所得结果与实验数值进行比较，确立了用于复杂整机计算所用的数值方法，并对组合体各部件之间气动干扰进行了初步分析。在此基础上，计算了高空状态下， F6 基本型变攻角时通流及动力工况下组合体气动性能。结果表明攻角的小范围变化对短舱进排气特性影响较小，短舱表面阻力系数、机翼升阻力系数随攻角增大而增大；攻角变化下动力状态使短舱气动性能、机翼升阻力特性均有所改善。

其次，变化短舱在机翼展向、弦向、高度方向位置，计算了改型模型在高空通流及动力状态下的组合体三维流场。结果表明各方向短舱变化对短舱进排气特性影响甚微；随短舱展向位置向翼稍方向变化， W-N-P 结构各部件气动性能呈非单调变化；随短舱弦向位置向机尾方向变化，短舱阻力单调增加，机翼升阻力性能非单调变化；随短舱高度方向位置向远离下翼面方向变化，短舱阻力单调减小，机翼升阻力性能非单调变化。

再次，模拟短舱带涡流发生器在高空通流及动力状态。结果表明巡航下，涡流发生器对短舱进排气性能影响小；通流及动力下，伴随涡流发生器向短舱尾部移动，短舱阻力系数增加，机翼阻力系数变化较小，机翼升力系数呈非线性规律分布；变涡流发生器尺寸，短舱阻力系数及机翼升力系数变化甚微，机翼阻力系数以小尺寸模型为大；动力条件使得短舱及机翼相关气动特性变好。

最后，近似模拟起飞及高空机翼动力响应两种动态过程，探讨稳态计算算法结合动态方法运用于瞬态计算时的可行性并简要分析相关部件气动特性。结果表明，起飞时，进气道性能受地面影响，总压恢复降低较剧烈；动力条件对起飞抬头及爬升状态影响明显，滑跑时影响不大。动态响应计算表明算法可有效反应出组合体气动特性参数的周期性变化，可运用于进一步的计算分析。

❸ 战斗机的内部构造

一、概述

F-14是根据美国海军70年代至80年代舰队防空和护航的要求，由格鲁曼公司研制的双座超音速多用途舰载战斗机，用来替换海军的F-4战斗机。

美国海军根据舰载战斗机计划（VFX-1）于1967年底公布了招标设计要求。经过竞争，海军于1969年1月选中格鲁曼公司的设计方案，并与该公司签订了研制原型机的合同。合同规定，1965年5月格鲁曼公司向海军提供12架原型机，作为研究和发展使用。第一架原型机于1970年12月21日首次试飞。第2架原型机于1971年5月24日首次试飞。1972年6月，F-14开始舰上试飞，1972年10月配备舰队试用。最初的F-14装备第1、2舰载攻击机中队。F-14于1973年具备初使作战能力。F－14舰载战斗机是一种双座变后掠翼战斗机。设备先进，性能优越，是目前美国海军的主力机种。可执行护航、舰队防空、遮断和近距支援任务。1969 年初美国海军与格鲁门公司签订12架原型机合同，第一架原型机于 1970年12月首次试飞， 1972年开始装备舰队。关于F－14舰载战斗机的发展和生产计划经过多次变更。现在的主要型别有F－14A，最初的生产型，至 1979年 已交付美国海军342架，另有 80 架卖给了伊朗空军。B、C型已停止发展。D型为A型的改进型，主要改进了雷达、电子设备，并换装了F110发动机，已于1988年交付使用。F-14/TARPS侦察型，可执行战术空中侦察任务，不挂侦察吊舱系统时亦可携带大量武器执行任务。

二、性能指标

外形尺寸：机高4.88米，机长19.10米，翼展（后掠角20°，68°，75°时）分别为19.54，11.65米，10.15米，展弦比7.28。

重量及载荷：空重18191千克，无外挂起飞重量 26632千克，

正常起飞重量24948千克，最大起飞重量33724千克，燃油重量7348千克，副油箱燃油重量1638千克，最大外挂重量6577千克。

性能数据：最大平飞速度M2.34(高度12190米)，M1.2(海平面)，巡航速度741-1019千米/小时，实用升限18290米，最大航程2573公里以上，任务半径930公里(高-中-低攻击剖面)或700公里（高-低-低-高攻击剖面）

三、结构特点

F-14是双座多用途超音速战斗机。其气动布局采用NASA60年代后期提出的双发双垂尾变后掠中单翼方案。在结构上采用了先进的结构型式，广泛使用钛合金，部分采用硼复合材料，获得较高了的强度重量比。

机翼为变后掠中单翼。设计要求是：减少翼载来保证机动能力；用前、后缘空战机动襟翼来改善跨音速机动性；尽量减少停放占用的面积。变后掠机翼外翼段较短，这样就可减轻转轴结构的重量，但增大了罩在中央翼盒上的“翼套”，转轴距机身对称面2.72米。飞行中机翼后掠角的变化范围为20°～68°，由机载设备根据飞行状态自动调节，最大变化速度为7°/秒。也可以由驾驶员手动调节。停放时后掠角最大可达75°以减少占用面积。可动段具有全翼展两段式前缘缝翼和三段式后缘单缝襟翼，在起降和机动飞行时使用。每侧上翼面各有3块扰流板，当后掠角小于57°时自动接通，用于辅助横侧操纵和着舰时减速用。为控制机翼后掠角变化时压力中心移动提供俯仰配平升力和降低翼载荷，在机翼固定段前缘设计了可动前置扇翼，最大转动角为15°。

机身。全金属半硬壳式结构，采用机械加工框架，钛合金主梁及轻合金应力蒙皮。前机身由机头和座舱组成，停机时机头罩可向上折起。中机身是简单的盒形结构可贮油。后机身从前至后变薄，尾部装外伸的排油管。后机身上下还有减速板，上一下二，在剧烈俯冲和发射导弹时打开，着陆时下减速板锁死。

尾翼。由双垂尾和可差动的全动平尾组成。平尾的偏转角为+15°～-35°，差动平尾起副翼的作用。垂直安定面与后机身的钢质加强框连接。方向舵也采用蜂窝增强的化学铣切合金蒙皮。

起落架。可收放前三点式，和A-6攻击机相同。主起落架向前收起时机轮转90°收入发动机进气道下部，前起落架向前收入机身舱内。机轮为无内胎轮胎，内充氮气。双轮式前起落架的撑杆用作弹射起飞时的挂钩。着舰钩装在后机身下面的整流罩内。从1981年春开始用古德伊尔公司的碳刹车装置取代了原先采用钢刹车装置，进一步减轻了重量。

动力装置。采用直通道的二元外压式进气道，置于机身两侧固定翼段下方，距机身有25厘米的间隙，以消除附面层的影响。进气道内有多激波可调斜板系统，可以由机载设备在所有飞行条件下自动调节，保证发动机得到合适的气流。进气道结构大部分用铝合金蜂窝结构，长约4.27米。后短舱采用胶接钛合金蜂窝结构，长约4.88米。早期生产的飞机装两台普拉特·惠特尼公司的TF30-P-412加力式涡轮风扇发动机，单台加力推力9490公斤。其安装管道可以开启，能在180°范围内进行保养。从1983财政年度开始生产的飞机改用TF30-P-414A发动机，其额定功率值不变。从1986年起采用F110-GE-400发动机，单台加力推力12700公斤。采用加雷特公司ATS200-50空气涡轮起动器。可收放式空中受油箱置于前座舱前方附近机身的右侧。采用气动引射式收敛·扩散喷管。

安装发动机

四、电子系统与武器装备

F-14使用了休斯公司的AN/AWG-9脉冲多普勒雷达。取决于目标的大小，可截获120到315千米内的空中目标，可以同时跟踪从超低空到30000米高空及不同距离之内的24个目标，攻击其中的6个目标。还装备有AN/AWG15火控系统，及AN/ASW27B数据传输系统，CP1050/A中央大气数据计算机等先进的现代电子设备。后在改进中，大约60%的模拟式设备换成了数字式设备，并安装新型的AN/APG-71雷达，具有单脉冲角度跟踪、数字式扫描控制、目标识别和空战效果评价能力。

通信系统：AN/ARC-51和AN/ARC-159超高频调幅无线电通信电台收发机；AN/ARR-69超调频辅助无线电通信电台接收机，KY-28密码系统，LS-460/B机内通话器。

导航系统：AN/ASN-92舰载飞机惯性导航系统；A/A24G39姿态航向参考系统；AN/APN-154X波段雷达信标机；AN/APN-194（V）雷达高度表；ARA-63A自动舰上着陆系统接收-译码机；AN/ARN-84微型塔康。

自卫系统。AN/APN-50雷达接收机，AN/APR-25/45雷达警告系统。AN/ALE-29和AN/ALE-39带一体化干扰体的电子对抗箔条弹投放器。

武器装备。F-14武器包括1门M61A1“火神”20毫米六管机炮，备弹675发。空空导弹（最多）6枚AIM-7、4枚AIM-9和6枚AIM-54。空对地弹药：MK-82、MK-83（4枚）、MK-84（4枚）、MK-20集束炸弹、GBU-10（4枚，激光制导）、GBU-12（激光制导）、GBU-16（4枚，激光制导）、GBU-24（4枚，激光制导）和4枚GBU31联合直接攻击弹药。

F-14发射导弹

五、发展趋势

尽管在伊拉克战争中展现了较佳的多用途能力，F-14仍步步逼近其退役机龄，大量的现役F-14已到达服役寿命。F-14与现在的新型战斗机相比，需要太多的维修，尤其是老式的液压和电气系统，使维修更为困难。20世纪90年代，海军决定让F-14开始退役，代之以新型的F/A-18E/F。机型转换的过渡工作从2004年秋季开始。2004年6月，美海军大西洋舰队空军主管、太平洋舰队海军航空兵主管，海军少将左特曼表示，由于一项加速计划的实施，美海军目前剩余的“雄猫”战斗机将于2006年秋退役，这同时意味着F/A-18E/F战斗轰炸机能提前部署。

六、装备情况及型号演变

目前，美海军共装备157架F-14A/B，53架F-14D。海军陆战队未装备F-14。

F-14各型情况

F-14A型。是第一种生产型，装两台TF30-P-412发动机，单台加力推力9490公斤。60架核心的F-14A改装了AN/ALR-67干扰预警和控制系统、蓝盾吊舱和可编程的战术信息显示器。70年代底，F-14的发动机出现大量的故障，83至85年交付的飞机换装了TF30-P-414A发动机。共生产了585架。

RF-14A。是A型外挂侦察设备吊舱而成的侦察机，不挂吊舱时战斗力仍与A型相同。该吊舱重748千克，置于机身腹部两个发动机舱中间，距机身0.38米。舱内有四种主要设备：头部装一台CAIKS-87B分幅照相机，向前或向下拍摄；费尔柴尔德公司的KA-99低中空三镜头全景照相机；霍尼韦尔公司的AN/AAM-5侦察装置；地面检查维护和控制数据显示装置。在1980～1981年共有49架F-14A改装成可载侦察吊舱的RF-14A。1989年，海军停止了该型机的侦察任务。

F-14B型。F-14A的改型，共生产38架，另由F-14A改装了32架。原F-14B。A型机的改进型。。机体、电子设备和武器与A型相同，改装F110-GE-400发动机，取代了TF30-P-414A，提高了飞机的可靠性和可维护性。原型机于1973年9月12日首飞，后因研制费用超支及战术使用上A型已经可满足要求而停止研制，原B型的订货全部改为A型。共有119架F-14B改装或生产。

F-14C是B的改进型。采用更先进的火控系统，具有全天候空地武器投放能力。后因原B型撤消，这一项止也被搁置。无飞机生产

F-14D更新了发动机和简化了电子设备和武器系统。动力装置是两台普惠公司TF-30P-412涡扇发动机。后来使用通用电气公司的F110GE400涡轮风扇发动机。F-14D上大约有60%的模拟电子设备更新为数字式设备，改装新的武器管理、导航、显示和控制系统，利顿公司AN/ALR-67威胁告警系统和目标识别系统由MIL-STD-1553B数据总线联结，机载AN/ALQ-165电子干扰机(ASPJ)，联合战术信息发布系统，前视红外搜索跟踪传感器，电视摄像机。休斯公司新研制的AN/APG-71雷达取代了F-14标志性的AN/AWG-9雷达，其电子对抗能力有了很大提高，具有单脉冲角度跟踪、数字式扫描控制、目标识别和空袭效果评价能力。该雷达所采用的新型高速数字信号处理器是AN/APG-70雷达上数字处理器的改进型。现役的F-14于1991年5月全部配备了Tape115B计算机软件，具有用常规炸弹执行对地攻击任务的能力。在新的F-14D上采用ALR-67威胁警告及辨认系统的自卫干扰机、联合战术信息分配系统，红外搜索和跟踪传感器和电-光侦察装置。第1架F-14D于1990年2月交付，共生产了37架，170架A型机改装成D型机。

发动机的工作原理是风扇吸进空气，压气机进行压缩，然后到燃烧室内与燃料混合，从喷口喷出，从而形成推推力。
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❹ 徐舜寿的办研究所

1961年8月，中国第一个飞机设计研究所在沈阳成立，徐舜寿被任命为技术副所长。他遵循中央军委为该所确定的集中主要力量“摸透米格-21飞机性能，并在此基础上自行设计比米格21飞机性能更好的飞机的任务”，亲自抓了该所的组建和各项科研技术管理制度的建设；主持制定了贯彻《科研十四条》的措施。在集中力量“摸透”米格-21飞机的科研工作中，由于苏联只提供了飞机生产用的图纸和技术工艺资料，而没有提供任何设计资料和设计方法，使当时的“摸透”工作陷入了困境。于是，徐舜寿立即提出了“摸透”工作的主要内容、要求、方法和步骤，即要求设计人员在“摸透”时，要搞清楚“它是什么？为什么？我们怎么办？”与此同时，他还组织设计人员对美制F-4B、RF-101、F-86等不同类型飞机的残骸进行了分析研究。在气动力上，对米格-21飞机进行了高低速风洞试验，以掌握小风洞试验结果的正确运用。他亲自领导了气动弹性的分析研究工作，用矩阵位移法计算影响系数，并对米格-21飞机的机翼进行影响系数的测量，开展全机和部件的地面共振试验等。对液压、操纵、电子、电气等系统，建立了系统参数的测试方法，使设计人员全面了解马赫数为2一级飞机的设计规范、结构、材料、工艺、成品，并自行建立了一套先进的分析方法。他还从技术上主持了静力、液压、燃油、操纵、电气、电网、微波等试验室及试制车间的组建工作，为米格-21飞机的“摸透”和新型超音速飞机的设计，储存了技术，创造了条件。随着国外飞机设计技术的飞跃发展和计算机技术的广泛应用，他主持组建了计算机研究室，与天津电子仪器厂和哈尔滨军事工程学院协作，研制生产出441-B电子计算机，为课题计算、型号设计和后来歼-8飞机的研制成功奠定了基础。经过三年的艰苦创业和对米格-21飞机的“摸透”，及扎实、系统的课题研究，终于建立起一个专业配套，互相协调，作风严谨，技术精湛，并具有一定试验条件的飞机设计研究所，仅用4年零9个月的时间，就成功地自行设计出高空高速歼击机——歼-8飞机。
1963年11月，根据中央军委“以歼击机为主，兼顾轰炸机和其他飞机”的战略发展方针，他又受命负责大型飞机的研究工作。为培养和储备技术力量，他亲自组织技术人员参加轰-6飞机的测绘任务。1964年7月，大型飞机设计研究所正式成立，徐舜寿被调任技术副所长兼总设计师。他亲自组织领导了对轰-6飞机的改进改型设计，提出了改动发动机短舱，把自行研制的61F涡轮风扇发动机装到轰-5飞机上的改进方案。经上级批准后，他与工厂科技人员一起，对气动性能和强度进行了反复计算，并作了风洞和静力试验，补充了全面设计资料。在该机装备部队执行任务时，发现座舱温度高达50～60℃，给飞行员完成任务带来极大困难。为此，徐舜寿又积极组织技术人员研究改进方案，将原来的空调系统改成空调制冷系统。经飞行验证，该系统“低空能降温，高空能加温，压力调节好”，受到使用部队好评。
1965年10月，中国开始酝酿自行设计运输机，徐舜寿经过对多机种的调查研究和分析比较，提出“以安-24为原准机，自行设计运-7飞机，作为中国研制民用飞机的起点”的建议，为我国运输机研制的正确选型做出了贡献。实践证明，这一选择是非常正确的，运-7飞机已在我国航运线上大量使用。
第一颗氢弹的爆炸与此同时，徐舜寿还接受并领导了中国供核试验用的取样器的设计和利用飞机投放氢弹的可行性研究。他先后设计了5种型号，圆满完成了中国第一次氢弹爆炸的取样任务，并被后来的历次试验所采用。为研究氢弹爆炸对载机的影响，徐舜寿亲临模拟试验现场指导试爆，实测数据，分析研究，采取措施，得出正确结论后立即向周恩来总理报告，为中央下决心用飞机投放氢弹提供了重要依据。
对大型飞机来说，疲劳问题至关重要，徐舜寿花了很大精力进行研究。1965年，他在疗养期间编译了《飞机寿命》一书，这本着作，对新技术的开发和应用起到了积极作用。

❺ 协和式飞机的技术特点

协和式飞机前机身细长，这样既可以获得较高的低速仰角升力，有利于起降，又可以降低超音速飞行时产生的阻力，有利于超音速飞行。协和式飞机由于机头过于细长，飞行员在起降时由于高仰角导致视线会被机头挡住，同时为了改善起降视野，机头设计成可下垂式，在起降时下垂一定的角度，可以往下调5至12度，以便飞机在起飞和降落时，飞行员获得极好的视野，巡航时则转到正常状态。不过庞大的机头角度调整设备占用了飞机的宝贵重量与空间。
协和式超音速客机采用无水平尾翼布局，为了适应超音速飞行，协和式飞机的机翼采用三角翼，机翼前缘为S形。协和式飞机共有四台涡轮喷气发动机。发动机由英国罗尔斯·罗伊斯公司和法国国营航空发动机公司(Rolls-Royce/SNECMA)负责研制。发动机型号为“奥林帕斯”593Mk610涡轮喷气式发动机（Olympus 593）。单台推力169.32千牛（38,000 lbs)。发动机具备了一般在超音速战斗机上才使用的加力燃烧室(后燃器)。 协和式飞机的飞行速度能超过音速的两倍，最大飞行速度可达2.04马赫，巡航高度18000米，巡航速度达到每小时2,150公里。
协和式飞机是1970年代的产品，但电子设备还是比较先进的。特别是在自动飞行方面，协和式飞机能够达到Ⅲ级自动降落和起飞，即协和式飞机完全能按照程序和指令，在无飞行员操纵下自动进行起飞与降落。
由于协和式飞机设计于1960年代，所使用的技术只能代表60年代的技术水平，所以存在着两个重大的缺陷：一个是经济性差。协和式飞机一次可满载95.6吨的燃油，可每小时却要消耗掉20.5吨，耗油率较高。最大油量航程7000多公里，最大载重航程5000公里，由于协和式飞机航程较短，也就是说它只能勉强横跨大西洋飞行，而不能横跨太平洋飞行，这就限制了它的使用范围。协和式飞机标准客座为100，最大客座为140，载客量偏小，运营成本较高。从而降低了它的经济性。二是起落时噪音太大，致使世界上绝大部分国家都不让它起落；而且由于超音速飞行产生的音爆，被限制不得在大陆上空进行超音速飞行。 协和飞机最初的设计主导思想，是立足于1950年代的航空技术水平，避免采用过多未成熟的新技术。但后来在研制过程中发现，超音速客机在空气动力学、飞行控制系统、发动机等方面的技术难度都超过了预期，过分依靠既有技术难以达到预定的性能指标，所以协和飞机的发展过程中也研究、应用了许多新技术，代表了1960年代欧洲航空技术的最高水平，对以后的民航客机发展具有重要影响，但协和飞机的研制时间也因此大大延长。
高速飞行和飞行性能优化： S型前缘双三角翼；电脑控制的可变发动机进气坡度，超音速巡航能力；电传操纵发动机，是今天全权限数字电子控制（Full Authority Digital Electronic Control）发动机的先驱；可下垂式机鼻，以增加着陆时驾驶舱的能见度；减重和提升性能； 2.04马赫的巡航速度能带来最经济的燃油消耗（虽然涡轮喷气发动机于高速时能获得较高的效率，但以2倍马赫速度巡航能面对最低的激波阻力）；机体主要材质为铝合金以减轻重量，并以传统的方式建造以避免未知因素带来的风险；全权自动驾驶（autopilot）和自动节流阀（autothrottle），容许飞行员于爬升至着陆期间完全不介入飞行操纵；全电子类比电传操纵飞行控制系统多功能的飞行操纵界面（control surfaces）；部件更轻但压力高达28Mpa的高压液压系统传输各项空气动力学数据（包括总压力、静压力、迎角、侧滑等）的数据通道，传感器分布于机身多个位置；全电子控制类比电传制动（brake-by-wire）系统，采用俯仰配平（Pitch trim），燃油可以在各油箱内转移以控制飞机重心和升力中心的相对位置；部分部件以雕刻铣削方式从一整块合金坯料制造成形，以减少零部件数量，同时减轻重量并提高部件强度。 协和飞机的S型前缘细长三角翼的出现，有功于1950年代至1960年代期间超音速空气动力学、旋涡动力学的蓬勃发展，许多理论上的预言已经得到了风洞试验的证实。第二次世界大战后，后掠翼得到了广泛的应用，超音速飞行也成为可能。1950年代初，英国皇家飞机研究院（Royal Aircraft Establishment，RAE）空气动力学部成立了一个研究小组，开始了对超音速客机的初步研究和设计工作。起初研究小组提出过采用后掠翼的方案，但发现这样虽能提高飞行速度，但也产生了一些问题，最主要是降低了飞机的升阻比，起飞着陆距离长。为了改善飞机的低速性能，研究小组甚至讨论过采用可变后掠翼的可行性，但依然存在结构复杂、配平困难等问题。但非常幸运的是，一大批优秀的空气动力学家，例如迪特里希·屈西曼（Dietrich Küchemann）、约翰娜·韦伯（Johanna Weber）、史密斯（J. H. B. Smith）、马斯克尔（E. C. Maskell），当时云集超音速运输飞机委员会（STAC），为协和飞机的细长三角翼作出重要贡献。
这些空气动力学家的研究发现，气流从涡流发生器（例如细长机翼）前缘通过会分离出稳定的漩涡（脱体涡，trapped vortex），高速旋转的气流提高了机翼表面的负压，漩涡强度随迎角增大而增大，产生很大的涡升力（Vortex lift），并在升力线斜率上表现出明显的非线性。这种非线性升力在低速或大迎角状态下更明显，所产生的升力更大。1950年代起，跨声速风洞、超声速风洞成为试验超音速飞机气动性能的最佳途径。在试验中，三角翼的优势越来越明显。在超音速飞行中，三角翼气动阻力小，而机鼻形成的冲击波到达三角翼的大后掠前缘时，会使三角翼产生非常高的气动效率。另一方面，在大迎角飞行时，三角翼的前沿还能产生大量涡流，附着在上翼面，产生的涡升力能大大提高总体升力。一批三角翼试验机，如亨德里·佩奇公司的HP.115、费尔雷公司的Delta 1、Delta 2，也验证了这项特性。然而，普通无尾三角翼的设计也拥有了后掠翼的部分缺点，由于超声速三角翼飞机展弦比较小，低速飞行时的升阻比低，气动特性不理想，起飞着陆距离长。因此，协和飞机采用了双三角翼的设计。双三角翼的内外侧两个后掠角，靠近机身的翼根位置有较大的后掠角，以降低阻力；而在主要产生升力的机翼外段采用较小的后掠角和较小的机翼弦长，机翼前沿不是直线而是S型的曲线。细长S型前缘三角翼提高了低速时的升阻比，涡流稳定性好，平衡了高速和低速时的要求，对低速起降时的操纵性有所改善。协和飞机的细长三角翼由于有效利用了脱体涡升力，满足了飞机在低速、大迎角的情况下所需要的升力。此外，S型前缘三角翼的空气动力中心位于飞机重心之后，最大限度地减少升力中心随速度的移动；从亚音速过渡到超音速飞行时，机翼压力中心位置变化较小，提高了飞机的稳定性。 为了令协和飞机在经济上可行，它需要飞行一段颇长的距离，这需要一种高效率的发动机。为了适应超音速飞行的需要，因此迎风面积较小的涡轮喷气发动机是最佳选择，以减少阻力及产生达超音速的排气速度，而油耗较低和噪声较少的高涵道比涡轮风扇发动机则不适合用于超音速客机。每架协和飞机装配了四具由劳斯莱斯和斯纳克玛公司联合研制的奥林匹斯593 Mk 610型轴流式双转子（twin spool）涡轮喷气发动机，是当时世界上推力最大涡喷发动机，每具可产生多达18.7吨的推力。奥林匹斯发动机最初是为火神式轰炸机（Avro Vulcan）研制，其后再为协和飞机发展出593型。四具发动机以两具一组发动机短舱的方式，分别下挂在机翼下侧，而没有发动机支架，减少了气体湍流，使发动机更加稳定，以免发动机在超音速飞行时脱落。协和飞机也可以使用反推力装置，以提高下降率及缩短降落距离。当飞机处于亚音速飞行而高度低于30,000英尺（约9144米）时，靠近机身的两具发动机反推力装置便可开启，飞机的下降率可提高至每分钟10,000英尺（约3048米）。
奥林匹斯593型发动机是西方国家唯一一种带有加力燃烧室的民用涡喷发动机。协和飞机除了在起飞和跨音速时（0.95马赫至1.7马赫之间）使用加力燃烧室外，其余时段均会关闭。实际上在无加力燃烧室的协助下亦能勉强到达2马赫，但发现要花更长时间在高阻力跨音速阶段的加速过程，耗油量反而更高。由于涡轮喷气发动机在低速时效率非常低，协和飞机在跑道滑行起飞时就需要消耗超过2吨燃料。由于飞机在经过长时间飞行后飞机重量随燃油消耗而减轻，飞机降落后在地面滑行时只会使用外侧的两具发动机就能提供足够推力。如果协和飞机在降落后滑行中途耗尽燃料的话，飞行员会被解雇。尽管如此，当协和飞机以2马赫速度进行超音速巡航时，奥林匹斯593型其实是世界上效率最高的涡轮喷气发动机。
在超音速飞行时，进气道口会产生激波并对空气进行预压缩。为了降低超音速激波阻力，并让发动机维持最佳进气效率，协和飞机的进气道也经过了特殊设计。所有常规喷气发动机都只能吸收速度约0.5马赫的气流，因此巡航速度达2马赫的协和飞机必须将超音速的进气速度减慢至亚音速，否则发动机效率会大大降低，并可能引发发动机喘振等问题，另外协和飞机也必须控制减慢气流速度时所形成的激波位置以避免损坏发动机。为解决上述问题，协和飞机采用了可调节进气道，以一对可移动的大型斜板（Moveable ramp）和一道溢流门（Spill door/Auxiliary flap），按不同的飞行速度和情况，调节进气速度和激波位置并对引进气流进行预压缩。
两块斜板位于发动机短舱进气道顶部，由液压系统控制，可以向下移动；而溢流门则位于进气道下方可以向上下开合控制气流流入或流出。在飞机起飞时发动机进气需求高，斜板会平放（处于收起状态），溢流门会向上打开以增加进气量。当飞机速度到达0.7马赫时，溢流门会关闭；而速度达1.3马赫时，斜板会开始移动并将气流引导出进气道并用于机舱加压。当飞机以2.0马赫进行超音速巡航时，斜板会覆盖一半进气口面积，协助压缩空气和增加气流温度以减轻发动机压缩段的工作压力。这套系统对提高发动机效率有很大帮助，协和飞机在超音速飞行时，有63%的推力是由进气道预压缩产生。
如果在飞行时发动机失效熄火会为传统亚音速客机带来重大问题，不仅是失去部分推力而且还会产生很大的阻力，导致飞机向失效发动机的一方倾斜和偏航。如果这个情况于超音速飞行时出现，几乎可以肯定会对机体强大产生极大的挑战 。发动机失效后涵道实际上已经毫无作用并且成为严重的阻力来源，所以协和飞机会将失效发动机的进气道溢流门向下打开，并将斜板完全展开以形成进气口接近封闭的状态，将气流下压并导向发动机下方通过，将发动机短舱恢复流线型，以减低失效发动机产生的阻力同时提供少许升力。在实际测试中，协和飞机可以在2马赫飞行途中关闭一侧的2具发动机，而不会产生任何操纵问题。而飞行员也需要定期接受培训，学习应付这种突发情况。 协和飞机在在五万余呎高空飞行，机外环境温度约为零下50℃，飞机在超音速飞行时，空气压力和摩擦力会使飞机表面加热，而且飞机不同部分的升温情况也有所差异，并且会在机身表面形成温差。超音速飞机最热的部份除了发动机之外就是机头头锥，协和飞机在飞行时头锥最高温度可达127℃，机身后段也可超过90℃。协和飞机主体材质为硬铝（AU2GN/ASTM 2168飞行器专用铝材），仅在部分需要长时间承受高温的特殊部位，例如升降副翼、发动机短舱等处使用钛合金和不锈钢。铝材在当时已经在飞机制造工业广泛使用，应用经验较多，而且价格低廉、建构容易。硬铝结构稳定，可持续承受达127℃的高温，因此协和飞机的最高速度被限制在2.02马赫，而这个速度是硬铝的高温极限。假如目标速度超过2.02马赫，机体则需要大范围的使用钛合金或不锈钢，大大增加制造成本和飞机重量。
协和飞机于飞行期间会经历两个加热及冷却的循环。第一次冷却于飞机起飞爬升时，机身温度随高度提升而下降；然后超音速飞行时机体表面加热，最后于飞机下降、速度减慢时再度冷却。这些因素都必须于冶金塑模时一并考虑。为此协和飞机在研制时建立了一个试验平台，对一片全尺寸的机翼进行反复加热和冷却，并定时抽取金属样本进行金属疲劳检验。由于热胀冷缩，协和飞机超音速飞行期间，机身会膨胀延长达300毫米，这个现象最明显的地方就是飞行工程师的仪表板与客舱隔板间的距离会在飞行途中增加并形成一条缝隙。所有协和飞机在其退役飞行时，飞行工程师都会将自己的帽子放置于缝隙中，当飞机降落、冷却后，帽子就会永久被夹在其中。
为了保持机舱凉快，协和飞机所载的燃油会有类似“散热片”的作用，以吸收空气调节和液压系统产生的热力。超音速飞行时，驾驶舱前的窗户也会被加热，此时窗前会加上一块遮阳板以防止热力直接传递到驾驶舱。
由于协和飞机具有表面加热的特性，因此其涂装亦有所限制。机身表面大部分面积只能涂上具有高反射特性的白色涂料，以避免超音速飞行时产生的高热影响到铝制结构和油箱安全 。至1996年，法国航空为了协助百事可乐宣传，曾将一架协和飞机（登记编号F-BTSD）除机翼以外涂上以蓝色为主的广告涂装。根据法国宇航和法国航空的建议，这架协和飞机维持以2马赫的速度飞行不多于20分钟，而在1.7马赫下则未有限制。只有F-BTSD被选定用于广告宣传，是因为它不需要执行任何需要长时间以2马赫飞行的定期航班。
结构强度
协和飞机高速飞行时，转向会为飞机结构带来巨大压力，导致结构扭曲变形。为了在超音速飞行时依然能够维持有效、精确的控制，解决办法是对机翼内侧和外侧的升降副翼（elevon），依照不同的速度状态，进行按比例的调整。超音速飞行时，相对软弱的机翼外段的副翼控制面将会锁定在水平位置，而只会操作靠近翼根位置、相对强度较高的内侧副翼控制面。
另一方面，细长的机身意味着较低的结构强度。实际上协和飞机飞行时机身会出现少许弯曲，尤其在起飞时这个现象更为明显 。这个时候当飞行员在机头回望客舱，就能显着的看到这个情况，但由于机舱中段设置了厕所，阻隔旅客的视线，所以大多数旅客并未能察觉到机身的变化。 无尾三角翼飞机的起飞（降落）距离和速度都比较高，这对飞机的制动系统和起落架也是一项挑战。协和飞机起飞速度高达每小时400千米（250哩），为了让飞机在起飞失败后迅速减速，协和飞机是首批使用防抱死制动系统（ABS）的民航客机，这是一套具有防滑、防锁死等优点的安全制动控制系统。传统制动系统在飞机起飞失败紧急制动时往往只能抱死机轮，加上前冲的惯性，容易造成侧滑、方向不受控制的情况。防抱死制动系统可以防止机轮于制动时锁死令轮胎的静摩擦力变成滑动摩擦力而无法控制方向，提高制动效率和操纵性，避免飞机失去控制，这尤其于湿滑地面更为重要。 协和飞机也是全球首种采用碳基（carbon-based）制动装置的民航机。这是邓禄普（Dunlop）公司的产品 ，能够把重达188公吨、时速达305千米（190哩）的协和飞机于1,600米内煞停。完全停止后，制动装置的温度会达300℃至500℃，需要数小时才能冷却。
除此之外，由于协和飞机是无尾三角翼设计，在起飞时需要一个较大的迎角（约18度）才能获得足够的升力，因此起落架也需要特别加强，并延长主起落架支架。但这又对起落架的收纳产生麻烦，为了减少占用空间，起落架收起时需要伸缩一段距离，否则两个起落架将会碰撞。另一方面基于大迎角起飞、降落的需要，为避免机尾触地，协和飞机也在机尾设置了一个小型双轮辅助起落架，成为协和飞机的一个特色。 可下垂的机鼻头锥是协和飞机的外观特征之一，既能在飞行时保持飞机的流线外型减低阻力，又可以于滑行、起飞和着陆时改善飞行员的视界。为了减少飞行阻力，协和飞机的机头较其他民航机更长，并呈针状。三角翼飞机起飞和着陆时的迎角较大，又长又尖的机鼻会影响飞行员对跑道、滑行道的视野，因此协和飞机的机头设计成可以改变角度以迎合各种操作需要 。另外机头头锥也带有一个整流罩，这个可移动的整流罩具有维持机头流线型、保护驾驶舱玻璃、阻隔超音速飞行热力等功能。整流罩会在头锥下垂前收纳到头锥内，而当头锥恢复水平时，整流罩会升回驾驶舱挡风玻璃前方，令机头回复流线外型。
首两架协和飞机原型机的整流罩只有两扇小窗。但美国联邦航空局反对这种严重影响飞行员视界的设计，并要求改善设计，否则协和飞机将不予容许在美国营运。因此以后制造的预生产型、量产型飞机整流罩均修改成六扇大窗。
在地面滑行和起飞时，驾驶舱内的控制器能控制整流罩收纳到头锥内并把头锥角度下调5°。起飞后，整流罩和头锥都会恢复原位。至飞机降落前，整流罩会再次收纳到头锥内，然后头锥会下调12.5°以取得最佳前下方视界。而降落时头锥会迅速回复到5°的位置以避免头锥触地。在非常罕有的情况下，协和飞机会将头锥下调至12.5°起飞。此外，协和飞机也可以仅仅收起整流罩，而头锥维持水平，但这只有在清洁挡风玻璃和短时间亚音速飞行时使用。 普通亚音速民航客机由纽约飞往巴黎需要花上8小时，但协和飞机完成同样旅程仅仅需要少于3.5小时，平均巡航速度达2.02马赫（2,140千米/小时），最高巡航高度为18,300米，比普通飞机快超过两倍 。
在定期航班服务中，协和飞机采用一种较有效率的“巡航爬升”（cruise-climb）方式。随着燃油消耗，飞机变得越来越轻因而能够爬升至更高的高度。这样的方式通常有较高效率，因此普通民航客机亦会使用类似这种方式爬升，名为阶段爬升（step climb），但普通飞机需要得到航空交通管制员许可才能爬升至更高高度。在北大西洋航线（North Atlantic Tracks）巡航期间，协和飞机在爬升至50,000英尺后已没有其他民用客机与其共用空层，因此自50,000英尺起协和飞机能缓慢爬升至60,000英尺。 由于平流层气流运动稳定，气流以平流运动为主，超音速飞机的航线是长期固定的，而非像其他飞行在平流层底部的普通民航客机，需要每天根据天气情况调整航线。
英国航空航班的呼号是“Speedbird”，但唯独由协和飞机执行的航班是例外。为了提醒航空交通管制员协和飞机独特的性能和限制，通讯时会在其呼号“Speedbird”后加上“Concorde”，所以协和飞机的航班（BA001—BA004）在通讯中会被称为“Speedbird Concorde 1”—“Speedbird Concorde 4”。而来往巴巴多斯的包机服务，及维修后的试验飞行，其呼号也会使用“Speedbird Concorde”为前缀并加上四位数字的航班号码。

❻ 谁有<我的小传>例文啊

我于1911年5月生于四川重庆郊外的狮子山，当时祖父林福熙任重庆电报局局长。翌年迁福州原籍。1914年随父若卿移居北京。幼年时由父、叔教《四书》、《诗经》和《左传》，祖父督我每日写小楷40字，我幼时好玩，小楷字几日未写，祖父查时，我每无以应名。1924年就读于北京汇文中学，1928年高中毕业。当时燕京大学移新校址，校境幽雅。汇文毕业生可免考升入燕大，我遂随大多数同班同学一起升入燕大，主修物理。读一年后，父以燕京毕业后觅职无把握，而交通大学毕业后即由铁道部派职，故嘱我转考交大唐山学院。1929年改往交大唐山学院，读土木工程系。不就父因病失业，贫病交加，我学费由兄久明负担，靠叔群以及表兄郭则云接济，我方完成学业，至今深为感激。1930年5月，我在唐山忽得堂叔澍民电，称父病望速来京。我当即赶到，时父已病逝。当时兄在京奉铁路局任职，住天津，我及母、姊同巧均住兄处。我寒暑假均返津，嫂陈与琼对我姊弟甚好，我每次返校，嫂均备咸糟猪脚、肝等，嘱我带回校为助餐之用。

1933年初，日本侵华加急。唐山靠近前线，遂全校师生迁移上海，借上海交大课堂、宿舍应用。期校中有楼房一座（称上院），原拟毁坏重建，因其陈旧不堪，就把我们这一批逃难的同学安排在上院居住。那里的门窗、地板均极破烂，房中蚊子嗡嗡直叫，枕下爬满臭虫，地上老鼠跑来跑去，我们深受“海、陆、空”的威胁。初到几夜，我们不能安眠，一二周后则渐渐习惯，亦不为苦。我常坐在帐内，将书放在帐外看，每翻一页，则伸手帐外翻，翻后再将手收回，以免蚊子叮咬，在这困苦环境中完成了毕业考试。

交通大学各院校第一名毕业生曾由铁道部送到美深造之例，我为争取此项机会而努力用功。在唐山学院四年，我每学期成绩均冠全级，不想待我毕业时，资送美深造业已停办，故我未得铁道部的资送。1933年初，电机教授朱物华告知清华本年将招选留美公费生，嘱我准备赴考。一般大学毕业生需有两年工作经验方可报考，惟毕业成绩名列前四名者不需如此，我因属前四名，故得由唐山学院保送赴南京参考。

清华公费生二十个名额，包括多项科目，每科目只有一两名，我估计考取之机会甚小，故我曾准备用三年时间来应考。如第一年落选，第二年再考；如第二年再落选，第三年再考。我在南京考毕后返天津，不久，得唐山同学王志超的信，约我去山东水利训练班教课，待遇比铁道部路局的薪金高四倍。正在此时，阅报喜知我已由清华录取派美学飞机机架设计制造。得此航空救国的机会，我十分兴奋。清华规定在出国之前，需在国内各飞机厂见习，以明了国内这项技术水准情况，以便在国外学习时能得知国内需要。这期考取飞机发动机设计制造者有顾光复、刘史瓒，他们是我在交大同一年的毕业生。清华聘请航空工程前辈钱昌祚、王承黻、王助为我们三人的导师，我们三人均派到杭州笕桥航空学校附属工厂见习，厂长王承黻对我三人多有指导。顾、刘系机械系毕业生，对发动机原理及构造甚熟悉；我系土木系毕业的，对航空发动机所知甚少，大有自愧不如之感。在该校见习5个月，我得顾、刘指点之处甚多，离笕桥后，到南京飞机修理厂及上海海军飞机厂各见习数周后准备出国。

时导师钱昌祚认为我应该到麻省理工学院深造，我乃于1934年5月与顾、刘二兄一道，搭麦金利总统号轮船赴美，在西雅图登岸。该时堂兄同济在柏可利加州大学任教，我遂搭火车到旧金山见同济，后顺路往芝加哥参观世界展览会。展览会陈列之物品对我均十分新奇，我有如“刘姥姥进大观园”，大开眼界。有一次我在路上走，听到一辆汽车内有两个人对话，我向车里看时却不见人，经询问始知这是车中的无线电发出的声音。看了展览会，我就到麻省理工学院注册上课，这样就开始了我在麻省理工的两年学习生活。

我的志愿及任务是回国后担负飞机设计制造的责任。清华公费生大多数为三年，三年足够读博士学位，而以两年时间读关于设计制造的课程，余一年到美国各飞机厂实习，以便理论能与实际学识结合。故我除选修航空工程主要课程外，还读多门实用制造课程，如机工、铸工、热处理轻金属等课。以后发现，这些课程对我在国内工作大有帮助。1935年暑假，密歇根大学力学权威铁木辛哥（Timoshenko）教授开办工程力学研究讨论班，他本人教工程震动学，英国权威教授索思韦尔（Sonthwell）教弹性力学，师资力量相当雄厚。参加研究班者有80余人，我亦系其中之一。读毕后，索思韦尔教授认为我及黄文熙（他是我同年的清华公费生）成绩最优。那个暑假，我在密歇根读完四门功课。没想到这四门课对我以后读博士学位还有用。1936年我在麻省理工读毕硕士学位，离校后到美国各飞机公司实习，收集设计资料，熟悉生产程序及材料规范等。我因清华公费足够生活之用，故不领公司报酬，因此在一个部门实习达到我的目标后，即可调到其他部门，所用时间很经济。以后发现，我在这里得到的经验和收集的材料，对我在国内工作十分重要。

1937年我返国，在清华航空工程系及航空研究所搞研究及教学。因日本侵犯，华北危机，我随清华航空研究所迁南昌，后又至成都。开始，我国唯一的飞机制造厂在南昌，其规模较大，内有意籍工程师领工等多人担任各项领导工作。嗣以德、意、日联盟，意籍工程师领工全部撤出。南昌因离前线较近，故该厂决定迁往四川南川丛林沟一巨大山洞，名海空洞。在洞内盖起三层楼房，材料机器均由南昌水运过来。惟运输时间过久，致使许多材料生锈，必须试验鉴定后方可应用，机器装置等亦乏人指导。当时该厂向清华借用我去工作，我乃将在美国实习所收集之资料选发各部门应用，材料按规范鉴定，并会同该厂支配课课长季文美指导员工工作，使工厂顺利复工。工厂复工后改名第二飞机制造厂，朱霖任厂长。

抗战时期，需要飞机甚切，我及同仁遂用南昌运来的材料零件，仿造出苏式E—16型驱逐机20架及训练机30架，这算是对抗战做了小小的贡献。

1939年，我同蒋瑞贻结婚，她是我交大唐山学院校友，婚后，我由重庆到昆明返清华研教。嗣日军侵华甚急，我因研教不能短期生效，故改回飞机厂继续仿造E—16型机，以助抗战。该时钱昌祚任厂长，员工情绪高昂，工作努力，加班无加班费亦毫无怨言。我感到能同该班员工共同工作很荣幸。长内发电是靠柴油机，而柴油机供应断绝，改用菜油。数日间菜油价格上涨了5倍。长中约有10辆卡车供南川——重庆之用。该时汽油供应亦十分困难，有“一滴汽油一滴血”之说，故改用酒精。卡车开往重庆途中常停酒店加灌燃料，能源缺乏问题十分严重。我初到厂时任设计员，不久改任公务处处长。顾光复不久亦来厂任支配课课长，他的发动机及机工经验十分丰富，贡献至多。钱昌祚不久调去主持叠允中航飞机厂，厂长遂由黎国培接任。

当时以抗战多年，飞机金属材料奇缺，但长中有航空工程毕业之工程师多人，且技术学识优良，为了节省金属材料，并培养我国飞机设计人才，故决定自行设计试造木质飞机，机身机翼均用木质。厂长黎国培此举有助于抗战，十分鼓励。为了指挥工作便利，成立了新机试造室，直属公务处，由公务处主持设计制造。试造室主任由我兼任，副主任由顾光复高邦俊兼任。设计制造检验工程师有：程宝榘、张桂联、荆广生、严国泰、吴麟祥、陆孝澎、俞乃喜、杜宗正、张承煦、王远新、胡铜海、王修琛、林同骥、胡昌寿、高作揖、彭成一、蔡维裕、徐云黻、潘昌运、曹可恭、乔万森等多人；贡献良多之技械士领工有：余沛瑾、顾家贤等，技术人员水准似乎不亚于欧美飞机公司之技术人员。原拟于第一架试飞成功后，将该机设计改为轻型轰炸机参加抗战，惟1944年试飞完成时，抗战已胜利在望，故此项更改设计未进行。

新机的发动机及螺旋桨均用美制飞机备件，此机为单翼式，中翼两旁装有两台发动机，起落架装在中翼之下，可向后收缩到发动机的短舱里。当时国内无风洞试验条件，一切空气动力数据均取于由美带回之书籍杂志，再加鉴定应用，主要构造均经静力试验。经两年多的时间，在1944年8月，设计试造完成并运往重庆白市驿机场试飞。该机出厂时我患疟疾，由顾光复率领试飞员工到白市驿机场，试飞员李兴唐曾在厂内目睹设计试造情形，对试飞机机具有信息，他即操纵飞机在机场滑行，但跑道将尽时飞机仍未起飞，他发现是飞机头过重，遂将机停在跑道之尾端，以待检查。不久顾光复调赴英国接洽发动机合同，不能继续在白市驿领导试飞。当时我疟疾未愈而厂中又缺疟疾药，只有防疫针，我因急需前往主持试飞，当即注射两针两针防疫针便出发至白市驿飞机厂。到后经检验发现是升降舵副翼过低，遂加以调整，机头便不再过重，飞机顺利升空。首次升空时机上有李兴唐、我及检验员林同骥（志愿上机者）。我劝告李兴唐，如万一新机出事，你李家只损失一人，而我林家则损伤二人，他听了这话后更加细心驾驶。附近飞机修理厂的员工看到升空的飞机都说：“二厂的飞机飞得好快。”我们知道后十分高兴，当晚办了两桌好菜，大家庆祝一番。

护送新机及参加检验试飞人员约20人。当时重庆多雨，晴时方可试飞，故在重庆停留时间较长。厂里规定，超过三日后之差费甚少。重庆生活费高昂，不敷甚巨，会计室称可借款给员工，惟需由我个人负责，即将来不能报销，而员工又不能归还时，则由我偿还。当时员工薪金微薄，我数年薪金亦不敷还此款，但我以次试飞对我国航空技术发展至为重要，当即应允签字。以后幸亏试飞成功，经会计长云大选请准，将此笔款项报销。

头一次上空飞行时未将起落架收起，落地后经检查认为，起落架下放时可能受空气阻力太大，或者有困难，故决定改良起落架操纵系统。适逢重庆雨季，连下了20天，在这期间，操纵系统改良完毕，遂又将飞机升空，起落架上升下降反复数次，一切圆满。厂长马德数对试飞人员十分称许，并对新机十分信任，在1944年8月18日同我及李兴唐、高高作揖及二位装配工，由渝（重庆）飞蓉（成都），完成新机的处女航。在此为我国自行设计制造试飞成功的首架运输机。到蓉后承成都飞机修理厂厂长揭成栋按试飞规范逐条试飞，结果圆满。该机命名为“C1010运输机”。其主要性能如下：

总重量：10000磅；净重量6940磅

人员载重：驾驶员2人；乘客8人

海平面高速每小时为：176英里

降地速度每小时为：75

飞行高度为：15000英尺

航程：1000英里，耐航5（3/4）小时

油量：180加仑

在蓉时，承航空工程前辈王助（航空研究院副院长）以我们的称许勉励，试造人员及全厂员工都以能为祖国完成这项工作而感到十分荣幸。

抗战即将胜利时，为了发展我国航空工业，设立了工业局，朱霖任局长，我被派率领飞机设计组约20人，赴美克可唐纳公司学习喷射机设计。嗣因该公司索价高昂，1947年我们移往英国格落斯脱公司设计我国第一架喷射机。此批工程师学识优良，设计得以顺利进行，惜1949年缺乏经费而停止了设计。此批人员大部返国，其中多人今天已为名教授或主要工程师，如承宝榘、高永寿、陈基健为南京航空学院教授，张桂联、张承煦为北京航空学院教授等等。

1949年我由英转美，适有美国底特律大学聘我任副教授，待遇甚薄，为了一家5口人的生活我接受此聘。到校后，校方告我如有博士学位，可早日升升正教授，待遇亦可提高。于是我决定一边工作，一边攻读博士学位。1935年暑假我曾在密歇根大学工程力学系读过四门课，我遂去见该系主任埃里克森（Erikson）教授，他还记得我，给了我很多鼓励。1951年我重返密歇根大学，随即参加工程力学系博士基本考试，不久很幸运地接到埃里克森教授的电话，告诉我考试成绩特优。密校规定，博士学位需在校读满若干课程。我在底特律大学课程繁重，每周只能抽出半日到密校上课阿。我将此情形告知埃里克森教授，他十分同情我，并代我向密校院长申请，特准我选修三门研究课程，每一门课有一位教授指导，我只需每周前往密校一次，向三位教授报告研究进度，这样我就很顺利地读完所需要的学分。我的博士论文系设计试验一种加速仪表，由奥蒙德罗伊德（Ormondroyd）教授指导。1953年我读毕博士学位时已42岁，大有老童生之感！1954年我被升为正教授。

我在英国时曾去见索思韦尔教授，他对我十分热情。在我离英之前，他曾致函加州大学洛杉矶校尚利教授，向他推荐我。1954年我应洛杉矶校之聘，任工学院教授，同时在飞机公司及直升机公司当顾问。自1951年迄今，我对复晶体塑性理论发生兴趣，创立“复晶体的应力应变关系理论”。这理论适合各项物理力学条件，并符合试验结果，最近并得到苏联、日本、捷克塑性力学学者的一致肯定与赞扬。1968年我发现我研究塑性力学的方法，亦可应用于研究金属疲劳裂缝萌芽上，这在冶金力学中是一个很悠久的问题，曾有许多有名的学者研究过（如得诺贝尔的毛特教授）。我用微观力学解释了裂缝萌芽在显微镜下照出的许多现象，此项研究现由美国联邦政府科学研究机关资助并继续研究。

1977年我升为加州大学特级教授。1978年我届退休年龄，迄今由校方续聘任局部时间教授。我现有博士生二人，一人来自北京力学系，一人来自科技大学。其聪颖逾人，教之为一乐事。我着有《非弹性结构理论》一书，由Wileg公司出版，并发表过关于结构分析、塑性力学、疲劳力学的论文逾百篇。我现对这几种研究仍甚感兴趣。

妻蒋瑞贻勤劳善良，治家有方，多年我得以安心工作，有赖于她者甚多。1978年她忽患脑溢血，左半身不遂，现勉强可扶杖在家中行走。我有子女三人，女伯瑛在洛杉矶圣码利大学管理系毕业，其夫丘俊鹏为维斯康莘大学机械工程系博士，现任底特律大学机械系教授。他们的长子丘宗凯现在麻省理工读电机工程系，次子丘宗旋读高中。我的长子伯中，1962年在加州理工学院得物理学士学位，1967年在加州大学柏克利校得物理博士学位，现在该校研究太空物理，曾应苏联科学院之邀请讲学数次，现代表美国参加欧洲太空研究，对测量太空电子方面多有贡献。次子伯坚，1970年在加州大学柏克利校数学系毕业，1974年在普林斯顿大学得数学博士学位，曾得斯琅奖金，从1981年起任加州大学圣底谷校数学系正教授，他的主要兴趣为代数拓扑学。

我每日慢跑2公里，此似对我老年健康大有帮助。我现在仍忙于学术研究，指导研究生。局部时间任教，并在公司当顾问。我总觉得时间不够分配。

以上是我的小传。也许有的地方可供读者参考。我中文荒破已久，文字不妥之处，一定很多，尚乞读者原谅。

❼ 运-10的发展沿革

国际变局
中国航空工业早期靠引进苏联的战斗机及配套设备快速发展。而上世纪60年代初，中苏两党论战，苏联领导人赫鲁晓夫决定采取新的严重步骤，从经济上对中国施加压力，企图迫使中国就范，从而把意识形态领域的分歧扩大到国家关系中来。1960年7月16日，苏联政府照会中国政府，单方面决定全部召回在中国工作的苏联专家。苏方按原定计划，从7月25日至9月1日召回了全部在华工作的1390名专家，并中止900名已经应聘的苏联专家来华工作。同时，苏方撕毁了中苏两国政府签订的12个协定和两国科学院签订的一个协定书以及443个专家合同和合同补充书，废除了257个科学技术合作项目 。
中国从苏联继续获得航空技术的大门关闭后，中国只能另寻出路，自行研发军用和民用飞机。
上世纪60年代末期，中苏关系呈不断恶化趋势，而中美关系出现改善的迹象。美国时任总统尼克松上台后，重新检讨对华政策，得出这样的结论：20年来，美国鼓吹孤立、封锁中国，非但没有奏效，反而在对华利益上蒙受巨大损失，美国再也不能无视新中国的存在。中苏冲突日益加剧，在美国与苏联争霸的斗争中，中国已经成为可以借重的力量 。随后尼克斯与基辛格着手与中国高层接触，并开始放宽对华军事技术的封锁。这为中国航空科技界接触、了解、学习西方先进技术、适航标准、参考样机提供了新的契机。
项目酝酿
1968年，中国轰-6（仿制苏联图-16喷气轰炸机）试飞成功后，周恩来总理就提出：能不能在轰-6基础上设计一种喷气式客机?陈毅元帅说：我这个外交部长，出国不能坐自己的飞机，地位就与别的国家不同。 苏联曾于1956年在图-16基础上研制成功了第一型喷气式客机图-104。
1970年7月中旬，毛泽东主席视察上海，说上海的工业基础这么好，可以搞飞机嘛。嗣后7月28日，空军航空工业领导小组召开紧急会议，向三机部传达毛主席指示，上海要搞飞机，搞什么由三机部与上海联系。三机部革委会开始时拟将当时正由320厂研制的歼-12飞机交上海生产。上海市革委会提出要搞大飞机（旅客机）作为周恩来总理专机。
1970年8月2日，空军曹里怀副司令员听取汇报后指示：第一，方案可以多搞几个，原则上同意在轰-6基础上发展旅客机的方案，要做过细的工作，向上海提出可靠方案。飞机要立足于迅速、安全、美观大方，将来要作为总理出国专机。选型要选好，一定要比伊尔-18、图-104、“三叉戟”好。上海搞飞机是毛主席讲了话的。第二，要研制人员到广州去了解刚从巴基斯坦引进的“三叉戟”飞机，然后直接到上海去汇报。第三，明确由上海领导，空军和三机部要人给人，要设备给设备，大力支援，其他成品等到上海去解决 。8月21日，国家计委、中央军委国防工业领导小组原则批准了航空工业领导小组提出的《关于上海试制生产运输机的报告》，任务定名为”708工程“，飞机代号“运-10”（Y-10） 。
运-10飞机的工程目标是为国家领导人研制出国访问的专机，为在国际外交场所树立中国的大国形象。最初确定以轰-6轰炸机作为基础改型设计的研发思路。1970年7月29日，在第三机械工业部召开的研制大型运输机预备会议上，归纳了8条设计原则：载客100人左右；在轰-6基础上改，不是重新设计；安装3台或4台发动机；航程5000公里；高度1万米；速度每小时1000公里；全天候。1970年8月27日，国家计委、军委国防工业领导小组正式业下达了运-10飞机研制任务，批准在上海试制生产运输机。同年9月14日，为大型客机配套的发动机制造定在上海第一汽车附件厂。1971年，三机部决定为运-10和轰炸机配套的涡扇-8发动机的研制分别在上海和成都两地同时进行。
在上海方面要搞“大飞机”的指示传达到西飞以后，后来的运-10总师马凤山提议大型运输机虽然以轰-6为基础，但是不一定要完全仿照图-104的路线，运-10也由此成为了中国第一架按英美适航条例（CAM4b和后来的FAR25部）设计的国产飞机。1971年4月确定新的设计技术要求：实用航程不能少于7000公里，巡航速度要在每小时900公里以上，升限要达到1.2万米以上，起飞滑跑距离不得大于1300米。
1971年12月19日，巴基斯坦的一架波音707飞机在新疆着陆时损坏。1972年1月13日，叶剑英元帅便指示要迅速去剖析残骸。上海708工程设计组负责人熊焰立即带队前往新疆，整个过程共历时3个多月，前后去了32个单位的约500人。通过对这架残骸的剖析和研究，对波音-707的主要数据有了一个基本的了解 。 1972年，三机部提出了运-10飞机的设计方案。1972年6月确定主要设计原则：运10采用机翼下吊装4台国产涡扇-8发动机的布局。飞机技术性能指标是：实用航程不小于7000公里，巡航速度850～900公里/小时，起飞滑跑距离不大于1300米，飞行升限1.2万米，载人100～120名，最大起飞重量为110吨，最大商载为17吨，远航程商载为5吨；开始研制时，按国际航线班机的要求进行设计，待飞机研制出来后，再根据上级要求，改为首长专机或其它型别飞机。1972年8月，三机部和上海市联合召开“大型客机总体设计方案会审会议”，审查通过了修改后的运-10总体设计方案。1973年初，运-10设计和试验工作开始全面铺开。
运-10的研制由上海市和三机部的联合领导，由640所和上海飞机制造厂具体负责。1973年6月国务院、中央军委联合发布《国发[1973]77号》文件，明确大型客机的研制工作由上海市统一领导，并负责组织实施，技术业务由三机部负责归口领导。确定以三机部、航空研究院、空军来沪的600多名设计人员为基础在上海组建大型客机设计院（即640所），具体负责运-10的研制工作。零批试制3架样机、12台发动机；将空军5703厂下放给上海市；同意海军航空兵和5703厂共享大场机场，有关机场跑道延伸和总装厂房等建设由上海市负责等。周恩来总理亲自领导了运-10飞机的早期研制计划，1973年有人提出买英国的VC-10客机专利进行试制，周总理在1974年2月批示：“同意不买这种专利，我们进口飞机品种已够多了”，保证了自行研制运-10不受干扰。总共有来自中央各部委、军队及全国21个省、市、自治区的262个单位一同参与了运-10的研制工作。所需要的机床、轴承、大型锻件、型材和板材，由一机部、冶金部安排。1974年5月国务院批准由民航总局调拨1架波音-707，试飞的机组和相应的地勤维护人员亦由民航总局负责配备 。 运-10的研制也打上了鲜明的时代烙印，在具体工作中，突出了那个时代极为流行的三个“三结合”，即“设计、制造、使用三结合”，“领导干部、工程技术人员、工人三结合”，“产、学、研三结合”，实施研制、生产并行工程。在运-10项目上，确定了“自力更生、自主创新、‘洋’为中用，发展国防科学技术”的路线 。
为了研制运-10，中国航空科技人员“解剖”了一架美国波音707飞机。他们还分析了欧洲的三叉戟和苏联的图104。运-10的翼型最终采用的是英国的三叉戟尖峰翼型，这种翼型经过了164次复杂实验，最后才定下来。发动机的安装布局则借鉴了美国波音707的翼吊式 。
运-10的气动设计吸收了来自英国的技术，结构设计和系统综合则参考了来自美国波音707的技术。至1975年6月，运-10的设计图纸全部完成，共发图143,000标准页，同在6月，仿制自美国普惠JT3D-7涡扇发动机的国产涡扇-8发动机在上海完成。1976年9月，运-10静力试验机制造完成。至1978年11月30日完成了全机静力破坏试验。1980年6月，运-10飞行试验机（装J
T3D发动机）制造完成。1980年8月，运-10飞机的操纵、液压、燃油、电网络四大系统的模拟试验全部完成。
运-10的机体制造和总装经历3个阶段。1971～1973年为总体规划阶段，主要是参加总体设计方案论证，确定厂房布局、生产线改造和扩初设计，制订研制工艺总方案。1973～1975年为生产准备阶段，主要进行工艺审查，开展新工艺、新标准、新技术的试验研究，编制各种工艺、管理文件共38931份，绘制模线，制造样板，工装设计、制造，以及发动机短舱和发动机吊挂的试生产等。1975～1979年为制造、装配阶段，全面投入飞机的制造、装配、对接和总装调试。
从1972年到1979年，先后进行了7次规模较大的设计质量复查，就运-10的结构疲劳、四大系统模拟试验、风洞试验数据修正和使用，LC-4材料、气动外载荷等问题举办了7项专题讨论会，这些措施对设计质量和安全起了重大作用 。
运-10运输机1976年7月制造出第一架运-10用于静力试验。第二架使用的JT3D发动机（涡扇-8研制不顺利）及部分飞行电子设备来自中国民航机队中波音707的备件。1980年9月26日运-10首次试飞成功，在国内外引起强烈反响 。
运-10飞机首次试飞成功后，之后进行研制试飞和转场试飞。先后飞抵北京、哈尔滨、乌鲁木齐、郑州、合肥、广州、昆明、成都等国内主要城市，并七次飞抵拉萨。试飞证明运-10飞机性能符合设计要求。但是由于经费原因，研制工作难以继续进行，1982年起运-10研制基本停顿。1986年财政部否决3000万元人民币研制费用预算，运-10飞机研制计划彻底终止 。 运-10试飞分4个阶段。1974～1979年为试飞准备阶段，主要任务是确定试飞科目，提出测试参数和设备，研究试飞方法和驾驶技术。1979年～1980年10月16日为确保首次飞行阶段，主要任务是确定首飞的技术程序和模拟首飞。1980年10月16日～1981年12月8日为调整试飞阶段，驾驶员凭感觉评定飞行品质和系统功能，逐步扩大运-10速度、高度包线。1981年12月～1985年2月11日为研制试飞阶段，主要任务是实施预定的试飞科目，并进行定量测试。在试飞中，运用同类机种的飞行模拟器B707-3J6C和民航第2402号波音707，对试飞方法、驾驶技术作了探索研究，并移植到运-10的试飞中，保证运-10稳妥、可靠、有效地试飞。
1980年9月26日，运10飞机在上海大场机场进行首次试飞。飞行时间上午9时37分～10时05分，起飞重量80吨，不收起落架和襟翼，飞行高度1350米，速度310～330公里/小时，绕场两周后着陆，运-10首飞成功。与运-10同步研制的涡扇-8型发动机装在波音-707上进行了飞行试验，实现了中国在大型商用涡扇发动机上“零的突破”。
从1980年10月至1984年6月，运-10先后转场试飞北京、合肥、哈尔滨、乌鲁木齐、广州、昆明、成都等地，7次成功飞抵西藏拉萨。
1981年12月8日，运-10首次转场北京，做飞行表演。
1983年4月25日，运-10转场试飞到哈尔滨，航程1840公里。1983年11月4日，运-10进行了最大起飞重量110吨，商载15吨，航程3680公里转场乌鲁木齐的长途试飞。1983年12月23日，运-10转场广州，为外贸公司运送了13吨出口商品。1983年12月29日，运-10从广州转场至海拔1900米的昆明，当时正值大雪天气，运-10经受了气候变化的严峻考验。
1984年1月31日，运-10首次从成都飞到海拔3540米的拉萨市，此后又连续六次带商载进藏 。 1980年代初，在运-10进行试飞测试各种相关数据的同时，提出了一系列运-10改型的设想。从军民两用和技术进步的角度对运-10进行改型。首先通过运-10的改型完善该机的技术性能；其次，通过对运-10的进一步开发，推动航空业在材料、工艺等性能上的全面进步；通过改型在技术水平不断提高的同时，使开发技术能力不断增长。运-10如改装CFM56涡轮风扇发动机，将使燃油消耗率下降20%，提高经济性，降低噪声水平，可满足FAR-36的第三阶段噪声标准要求。如果加长机身3.5米，则可提高装运量，从而进一步提高经济性。如在机身左前方开大口，则可改成客货两用机，也可用于军用运输。酝酿中的运-10改型机包括：客货两用干线飞机，货运最大载重35-40吨，装运12个集装箱或载客189名；四发加长型民用干线客机，全经济级234座；双发中短程民用干线客机，全经济级189座；军用空中预警指挥机总体方案设计论证；军用运输机，军用救护机。
运-10曾先后转场北京、合肥、哈尔滨、乌鲁木齐、广州、昆明、成都，并7次飞抵西藏拉萨，是中国第一架飞越”世界屋脊“的自行设计的飞机。到1984年6月，共飞行107架次/155小时，最远航程3600千米，最大速度930千米/小时，最大起飞重量110吨，最高飞行11000米，最长空中时间4小时49分，各项飞行试验证明运-10飞机性能良好，可以在国内任何航线承担必要的运输任务 。 自1970年8月，运-10研制工作下达任务后开始，1972年审查通过飞机总体设计方案，1975年6月完成全部设计图纸。由于当时的历史条件，提出运-10设计任务时，主要是考虑作为首长专机，要求能“跨洋过海”，航程7000公里，致使飞机结构及载油重量增加，商载减少 。1970年代初，由于对中国实行经济技术封锁的状况尚未改变，因而大量新材料、新成品、新标准均需自行研制。同时“四人帮”集团成员企图以运-10飞机的研制作为政治资本，使研制工作受到干扰。
1976年7月制造出第一架运-10用于静力试验。第二架使用的JT3D发动机（涡扇-8研制不顺利）及部分飞行电子设备来自中国民航机队中波音707的备件。1980年9月26日运-10首次试飞成功，在国内外引起强烈反响 。运-10飞机首次试飞成功后，之后进行研制试飞和转场试飞。先后飞抵北京、哈尔滨、乌鲁木齐、郑州、合肥、广州、昆明、成都等国内主要城市，并七次飞抵拉萨。试飞证明运-10飞机性能符合设计要求。但是由于经费原因，研制工作难以继续进行，1982年起运-10研制基本停顿。1986年财政部否决3000万元人民币研制费用预算，运-10飞机研制计划彻底终止 。
运10飞机上飞机本体原材料100%国产化，包括所有的高强度钢材，铝合金板材、型材、大型锻件，起落架完全国产，机载附件95%国产化 。
从1970年8月下达研制任务到1985年2月停飞，运-10的研制前后历时14年，国家总投资5.38亿元，其中研制费3.34亿元，基本建设费1.75亿元，上海市提供流动资金0.29亿元 。
运-10研制的最后阶段，中国开始整体国民经济调整。鉴于当时中国根本没有民机制造产业，飞机制造以军用为主。为了保证最优先的军机项目，运-10项目被搁置 。