短艙結構高周疲勞分析方法研究

❶ V22魚鷹運輸機

魚鷹V-22
本世紀五六十年代美國、加拿大和歐洲一些公司競相掀起了一股研製集直升機和固定翼飛機優點於一身的傾斜旋翼機的熱潮。最初，許多航空專家對於研製這種飛機寄予厚望。但是，由於這種飛機的設計結構復雜，尤其是在對機翼旋轉結構和旋轉式短艙結構的研製方面長期難以取得突破性進展，再加上試飛時機毀人亡的事故接連發生，因此，許多國家放棄了研製。也許，真是印證了中國的那句古語——有志者，事竟成。
美國貝爾直升機公司研製的X-22A、XC-124A、CL-84驗證機盡管均遭不測，但經過不懈努力，終於在1977年5月將XV-15驗證機(下圖)送上了藍天，為V-22「魚鷹」的研製邁出了堅實的一步。
1982年，貝爾直升機公司和波音直升機公司根據美國國防部提出的JVX計劃(多用途垂直起降飛機研製計劃)，開始在XV-15的基礎上聯合研製傾斜旋翼機，當時由美國陸軍負責。但是，沒過一年陸軍便決定放棄研製計劃，而與此同時，美國海軍陸戰隊卻對該機產生了濃厚的興趣，並最終成為該機的主要客戶。
根據任務分工，貝爾公司主要負責研製機翼、發動機短艙、螺槳-旋翼裝置和傳動系統及發動機一體化。波音公司負責機體、尾翼、起落架、綜合電子設備。V-22「魚鷹」於1989年完成首次試飛。90年12月4～7日，在美海軍「大黃蜂」號航空母艦上進行了海上試飛，年底前完成了一系列試飛。盡管如此，但美國國會和國防部對這種獨一無二的飛行器態度依然極為冷淡。1990財年和91財年，停止為該機研製計劃撥款。一年後，雖然開始恢復撥款，但數額十分有限，僅局限於科研設計和試驗。在以後的發展中，V-22更是歷盡艱辛。按最初計劃，美國防部應采購913架四種型號「魚鷹」傾斜旋翼機，它們是海軍陸戰隊使用的MV-22，海軍使用的HV-22，空軍的CV-22及SV-22A。但由於美國防部對研製計劃消極抵觸，結果研製SV-22A的計劃全部被取消，整個的采購數量減少到657架。減少採購數量的原因一是研製經費過高，如果按照1997年的價格計算，每架的研製經費高達4200萬美元。二是安全性差。1993年之前，5架驗證機中就有2架在試飛時因機載電子設備故障和發動機故障墜地夭折。而即使到了2000年，V-22已經發展得相對成熟的時候，也連摔了兩架MV-22型，這是後話了。

值得慶幸的是，V-22最終還是贏得了國防部的認同。根據計劃，從1998年6月開始生產5架V-22「魚鷹」，於1999年交付美海軍陸戰隊使用。2000～2002年，分三批再向海軍陸戰隊交付20架。預計，美國防部將共采購523架，其中海軍陸戰隊采購425架MV-22，將作為運輸和機降飛機，全部取代海軍陸戰隊使用的CH-46和CH-53直升機。海軍采購48架HV-22，作為航母和大型作戰艦只使用的搜索救援機、電子干擾機。空軍采購50架CV-22(下圖)，作為特種作戰飛機，以取代AC-130H和MC-130E/H型特種飛機以及MH-53J直升機，於2003年和2005年分兩批交付。
V-22的懸臂式上單翼飛機。在機翼兩端翼尖各安裝了一部旋轉式短艙，兩個短艙內各裝有一台美國艾利遜公司研製的T406-AD-400渦輪軸發動機(6235軸馬力)。兩個短艙頭部各裝有一副由三片槳葉組成的逆時針旋轉的旋翼，槳葉由石墨/玻璃纖維製成，平面形狀為梯形，槳葉採用不同於一般直升機的設計，有利於提高前飛和懸停效率。當旋轉短艙垂直向上時，便可像直升機一樣垂直起飛。當達到一定飛行高度和飛行速度後，旋轉式短艙向前轉動90°到水平位置，該機便像普通固定翼螺旋槳飛機一樣向前飛行。在以直升機方式飛行時，操縱系統可改變旋翼上升力的大小和旋翼拉力傾斜的方向，以便使飛機保持或改變飛行狀態。在以巡航方式飛行時，上單翼後緣的兩對副翼可保證飛機的橫向操縱。鉸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機改變飛行方向和飛行高度。

V-22及其改進型均備有空中加油系統，其機組由三人組成。為提高飛行可靠性，該機採用了三餘度電傳操縱系統，機體結構59％為復合材料。根據美國海軍陸戰隊的作戰使用要求，V-22將主要以航母和其它大型艦只為基地。為減少飛機在甲板上的佔地空間，採用了折疊式槳葉，其機翼也採用了旋轉式，必要時可與機身平行。機上安裝了塔康導航系統。塔康系統工作頻段為962～1213兆赫，共有252個波道。利用該導航系統可以保障飛機沿預定航線飛行、機群的空中集合和會合以及在復雜氣象條件下引導飛機歸航和進場著陸。塔康導航系統由美國於本世紀50年代率先裝備使用，後成為北約標准軍用導航系統。另外還安裝了AN/APQ-174地形跟蹤多功能雷達，還安裝有五台多功能顯示器，其中第五台顯示器專門用於顯示地形圖。機載設備可以確保V-22之間及飛機與基地和E-3A空中預警指揮機之間的聯絡。為提高夜戰能力，在海軍陸戰隊使用的V-22上將安裝飛行員夜視鏡，在空軍和海軍使用的V-22改進型上將安裝AN/AAQ-16前視紅外搜索雷達。此外，還安裝了甚高頻和特高頻話音保密通信裝置、敵我識別器、AN/AAR-47導彈告警系統。下圖為V-22座艙圖。

V-22的機載武器可根據執行任務的性質進行選擇。通常在貨艙內安裝了若干挺7.62毫米或12.7毫米機槍，在機身的頭部下方安裝了旋轉式炮架，機身兩側安裝了魚雷和導彈掛架。貝爾·波音公司選擇通用公司全資子公司—通用動力武器系統公司為V-22「魚鷹」飛機開發炮架系統。合同有效期2001～2005年，波音公司將為3套V-22炮塔系統的工程設計、開發、製造和測試支付4500萬美元。而整個項目的潛在價值達2億5000萬美元。通用動力武器系統公司總裁哈德森表示：「很榮幸有這個機會與貝爾·波音公司合作，向美國海軍陸戰隊的通用型飛機提供武器系統一體化專業知識。」通用動力武器系統公司提供的V-22炮塔火炮系統將包括1門GAU-19 12.7毫米加特林機槍、1個輕型炮塔與1個線形復合彈艙和供彈系統。該炮塔能左右各旋轉75度、上仰20度、下俯70度，位於機頭正下方，供彈系統則位於駕駛艙下方。該系統將為V-22「魚鷹」飛機提供壓制火力，提供戰機生存能力。但在2001年初，V-22計劃辦公室重新考慮了V-22是否需要裝備槍塔。由於研製中發現該系統的費用比預期要高，促使海軍陸戰隊領導和計劃管理部門重新作考慮。到2002年12月，美國海軍航空系統司令部招標徵求一種新型12.7mm機槍，用於V-22和其他海軍飛機。對該武器的要求包括：安裝有12.7mm機槍的樞軸，機槍採用開閂待擊以防止槍彈自燃；射速超過1000發/分鍾；槍管壽命為10000發；40000發子彈之內無須送往武器維修基地進行保養；配有容量分別為100、300和600發子彈的彈箱；可以發射北約所有的制式12.7mm槍彈，包括脫殼彈葯。

該機旋翼直徑11.58米，翼展15.52米，機長19.09米，機高6.90米，海平面巡航速度185千米/小時(採用直升機方式飛行)和509千米/小時(採用固定翼方式飛行)，實用升限7925米，起飛滑跑距離152米，航程2225千米(滿載，垂直起降)和3336千米(滿載，短距起降)，空重14463千克，正常起飛重量達到21545千克(垂直起降)和24947千克(短距起降)，最大起飛重量為27442千克(短距起降)。
V-22的機身呈矩形，從而加大了機艙內的容積，可運載24名全副武裝的士兵或12副擔架及醫務人員，也可在機內裝9072千克和外掛6 804千克貨物。就其飛行速度和航程來說，遠遠超過了CH-46直升機。與某些軍用運輸機相比，V-22也佔有優勢。就拿義大利研製的載重量為9000千克的G222軍用運輸機來說，其最大飛行速度為633千米/小時，最大航程僅為1400千米。

參考資料：http://armaments.blog.sohu.com/74330253.html
回答者： CHUJIAO6 - 參將 九級 10-8 00:30
2005年10月，MV-22「魚鷹」項目被批准進入全速生產階段，從而結束了該機為期18年的試驗。之前，美國國防部正式宣布，首批5架V-22「魚鷹」OSPREY傾斜旋翼機於年前正式服役美國海軍陸戰隊。隨後其改進型將陸續裝備美軍。傾斜旋翼機是一種介於直升機和普通飛機之間的新穎機型。

本世紀五六十年代美國、加拿大和歐洲一些公司競相掀起了一股研製集直升機和固定翼飛機優點於一身的傾斜旋翼機的熱潮。最初，許多航空專家對於研製這種飛機寄予厚望。但是，由於這種飛機的設計結構復雜，尤其是在對機翼旋轉結構和旋轉式短艙結構的研製方面長期難以取得突破性進展，再加上試飛時機毀人亡的事故接連發生，因此，許多國家放棄了研製。也許，真是印證了中國的那句古語——有志者，事竟成。

美國貝爾直升機公司研製的X-22A、XC-124A、CL-84驗證機盡管均遭不測，但經過不懈努力，終於在1977年5月將XV-15驗證機下圖送上了藍天，為V-22「魚鷹」的研製邁出了堅實的一步。

1982年，貝爾直升機公司和波音直升機公司根據美國國防部提出的JVX計劃多用途垂直起降飛機研製計劃，開始在XV-15的基礎上聯合研製傾斜旋翼機，當時由美國陸軍負責。但是，沒過一年陸軍便決定放棄研製計劃，而與此同時，美國海軍陸戰隊卻對該機產生了濃厚的興趣，並最終成為該機的主要客戶。

根據任務分工，貝爾公司主要負責研製機翼、發動機短艙、螺槳-旋翼裝置和傳動系統及發動機一體化。波音公司負責機體、尾翼、起落架、綜合電子設備。V-22「魚鷹」於1989年完成首次試飛。90年12月4～7日，在美海軍「大黃蜂」號航空母艦上進行了海上試飛，年底前完成了一系列試飛。盡管如此，但美國國會和國防部對這種獨一無二的飛行器態度依然極為冷淡。1990財年和91財年，停止為該機研製計劃撥款。一年後，雖然開始恢復撥款，但數額十分有限，僅局限於科研設計和試驗。在以後的發展中，V-22更是歷盡艱辛。按最初計劃，美國防部應采購913架四種型號「魚鷹」傾斜旋翼機，它們是海軍陸戰隊使用的MV-22，海軍使用的HV-22，空軍的CV-22及SV-22A。但由於美國防部對研製計劃消極抵觸，結果研製SV-22A的計劃全部被取消，整個的采購數量減少到657架。減少採購數量的原因一是研製經費過高，如果按照1997年的價格計算，每架的研製經費高達4200萬美元。二是安全性差。1993年之前，5架驗證機中就有2架在試飛時因機載電子設備故障和發動機故障墜地夭折。而即使到了2000年，V-22已經發展得相對成熟的時候，也連摔了兩架MV-22型，這是後話了。

值得慶幸的是，V-22最終還是贏得了國防部的認同。根據計劃，從1998年6月開始生產5架V-22「魚鷹」，於1999年交付美海軍陸戰隊使用。2000～2002年，分三批再向海軍陸戰隊交付20架。預計，美國防部將共采購523架，其中海軍陸戰隊采購425架MV-22，將作為運輸和機降飛機，全部取代海軍陸戰隊使用的CH-46和CH-53直升機。海軍采購48架HV-22，作為航母和大型作戰艦只使用的搜索救援機、電子干擾機。空軍采購50架CV-22下圖，作為特種作戰飛機，以取代AC-130H和MC-130E/H型特種飛機以及MH-53J直升機，於2003年和2005年分兩批交付。

V-22的懸臂式上單翼飛機。在機翼兩端翼尖各安裝了一部旋轉式短艙，兩個短艙內各裝有一台美國艾利遜公司研製的T406-AD-400渦輪軸發動機6235軸馬力。兩個短艙頭部各裝有一副由三片槳葉組成的逆時針旋轉的旋翼，槳葉由石墨/玻璃纖維製成，平面形狀為梯形，槳葉採用不同於一般直升機的設計，有利於提高前飛和懸停效率。當旋轉短艙垂直向上時，便可像直升機一樣垂直起飛。當達到一定飛行高度和飛行速度後，旋轉式短艙向前轉動90°到水平位置，該機便像普通固定翼螺旋槳飛機一樣向前飛行。在以直升機方式飛行時，操縱系統可改變旋翼上升力的大小和旋翼拉力傾斜的方向，以便使飛機保持或改變飛行狀態。在以巡航方式飛行時，上單翼後緣的兩對副翼可保證飛機的橫向操縱。鉸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機改變飛行方向和飛行高度。

V-22及其改進型均備有空中加油系統，其機組由三人組成。為提高飛行可靠性，該機採用了三餘度電傳操縱系統，機體結構59％為復合材料。根據美國海軍陸戰隊的作戰使用要求，V-22將主要以航母和其它大型艦只為基地。為減少飛機在甲板上的佔地空間，採用了折疊式槳葉，其機翼也採用了旋轉式，必要時可與機身平行。機上安裝了塔康導航系統。塔康系統工作頻段為962～1213兆赫，共有252個波道。利用該導航系統可以保障飛機沿預定航線飛行、機群的空中集合和會合以及在復雜氣象條件下引導飛機歸航和進場著陸。塔康導航系統由美國於本世紀50年代率先裝備使用，後成為北約標准軍用導航系統。另外還安裝了AN/APQ-174地形跟蹤多功能雷達，還安裝有五台多功能顯示器，其中第五台顯示器專門用於顯示地形圖。機載設備可以確保V-22之間及飛機與基地和E-3A空中預警指揮機之間的聯絡。為提高夜戰能力，在海軍陸戰隊使用的V-22上將安裝飛行員夜視鏡，在空軍和海軍使用的V-22改進型上將安裝AN/AAQ-16前視紅外搜索雷達。此外，還安裝了甚高頻和特高頻話音保密通信裝置、敵我識別器、AN/AAR-47導彈告警系統。

V-22的機載武器可根據執行任務的性質進行選擇。通常在貨艙內安裝了若干挺7.62毫米或12.7毫米機槍，在機身的頭部下方安裝了旋轉式炮架，機身兩側安裝了魚雷和導彈掛架。貝爾•波音公司選擇通用公司全資子公司—通用動力武器系統公司為V-22「魚鷹」飛機開發炮架系統。合同有效期2001～2005年，波音公司將為3套V-22炮塔系統的工程設計、開發、製造和測試支付4500萬美元。而整個項目的潛在價值達2億5000萬美元。通用動力武器系統公司總裁哈德森表示：「很榮幸有這個機會與貝爾•波音公司合作，向美國海軍陸戰隊的通用型飛機提供武器系統一體化專業知識。」通用動力武器系統公司提供的V-22炮塔火炮系統將包括1門GAU-1912.7毫米加特林機槍、1個輕型炮塔與1個線形復合彈艙和供彈系統。該炮塔能左右各旋轉75度、上仰20度、下俯70度，位於機頭正下方，供彈系統則位於駕駛艙下方。該系統將為V-22「魚鷹」飛機提供壓制火力，提供戰機生存能力。但在2001年初，V-22計劃辦公室重新考慮了V-22是否需要裝備槍塔。由於研製中發現該系統的費用比預期要高，促使海軍陸戰隊領導和計劃管理部門重新作考慮。到2002年12月，美國海軍航空系統司令部招標徵求一種新型12.7mm機槍，用於V-22和其他海軍飛機。對該武器的要求包括：安裝有12.7mm機槍的樞軸，機槍採用開閂待擊以防止槍彈自燃；射速超過1000發/分鍾；槍管壽命為10000發；40000發子彈之內無須送往武器維修基地進行保養；配有容量分別為100、300和600發子彈的彈箱；可以發射北約所有的制式12.7mm槍彈，包括脫殼彈葯。

該機旋翼直徑11.58米，翼展15.52米，機長19.09米，機高6.90米，海平面巡航速度185千米/小時採用直升機方式飛行和509千米/小時採用固定翼方式飛行，實用升限7925米，起飛滑跑距離152米，航程2225千米滿載，垂直起降和3336千米滿載，短距起降，空重14463千克，正常起飛重量達到21545千克垂直起降和24947千克短距起降，最大起飛重量為27442千克短距起降。

V-22的機身呈矩形，從而加大了機艙內的容積，可運載24名全副武裝的士兵或12副擔架及醫務人員，也可在機內裝9072千克和外掛6804千克貨物。就其飛行速度和航程來說，遠遠超過了CH-46直升機。與某些軍用運輸機相比，V-22也佔有優勢。就拿義大利研製的載重量為9000千克的G222軍用運輸機來說，其最大飛行速度為633千米/小時，最大航程僅為1400千米。

無疑，V-22也存在一些問題。一是結構設計復雜，二是易受地面防空武器的攻擊，三是生產和使用費用昂貴。因此，貝爾和波音公司曾試圖研製一種對地面防空武器實施攻擊的V-22飛機，以取代AH-1「超眼睛蛇」武裝直升機，但遭到了美國會和國防部的拒絕。當然，我們應該看到的是，隨著V-22及其改進型裝備部隊，美國軍隊的兩棲作戰能力以及全球范圍內的作戰保障能力都將得到一定程度的提高。由於V-22本身性能的優越性，美三軍和英國軍方已著手研製多種改型，簡單介紹如下：

MV-22

MV-22是V-22系列第一種變型，為海軍陸戰隊使用，部署在海軍兩棲攻擊艦上。計劃取代CH-46和CH-53A/D直升機，計劃產量425架。MV-22的主翼可以以主翼軸心為圓心做大范圍的折疊。該型載3名機組人員和24名全副武裝的海軍陸戰隊員或者等量的貨物。MV-22有一種小改型：陸軍救護型，未獲得正式定單。

CV-22

美空軍計劃採用50架CV-22取代自身裝備的所有MH-53J、MH-60G直升機和MC-130E「攻擊爪」運輸機。性能先進的CV-22比上述飛機飛得更快、更遠，將使美空軍和陸軍的戰術突擊空運能力大大增強。而在以往，上述的多種直升機因為航程有限，必須由運輸機先行運送到目標區域附近，然後再自行出動，CV-22就省卻了這些麻煩，突然性和可靠性大大增強。舉一個典型例子，CV-22能在接受任務後的一天時間內抵達亞非大陸的任何地點執行任務，而且不需要其他機種輔助。

為了更好的完成上述任務，CV-22特別裝備了大型的副油箱，容量達7950升。電子設備方面將加裝雷聲公司的AN/APQ-174D地形迴避/跟蹤雷達、兩台能實時接受衛星通信的RockwellCollins公司的AN/ARC-210電台、改進的電子戰系統、一個GPS定位裝置、數字化地圖和Motorola公司的單兵通信裝置。另外還加裝了三個鉸繩速降裝置、三個快速收繩裝置和一個救生吊籃。

EV-22

美陸軍計劃用V-22的電子戰改型EV-22取代EH-1、EH-60、RV-1、RC-12和OV-10等幾種機型。

HV-22

HV-22是計劃中的美海軍特種部隊突擊空運機型。用於海軍戰斗搜索與救援，可執行特種作戰任務和後勤支援任務。

SV-22

SV-22是美海軍計劃取代S-3「海盜」Viking反潛機的艦載通用機型。其最大作戰半徑達1205千米。SV-22將裝備懸掛聲納、磁異常探測器、聲納浮標和Mk-50反潛魚雷。

WV-22

WV-22是美海軍和英國皇家海軍計劃中的預警型。將用於取代E-2「鷹眼」Hawkeye預警機。它將採用先進的嵌入機身和機翼的相控陣雷達，即所謂的「智能蒙皮」。

盡管V-22本身前景尚不明朗，但其劃時代的設計、先進的性能使其在航空史上必佔有重要一席。目前其民用型正由貝爾公司緊張開發中。而英國海軍則計劃將V-22作為「海王」預警直升機的取代品。2000年CV-22的試飛出現兩次機毀人亡的事故，使得停止V-22計劃的呼聲高漲，前景變得非常暗淡。實際上兩次事故並不是因為傾斜轉翼造成的，而是電纜故障等原因造成的。但911恐怖襲擊之後，美軍認識到非常急需特種作戰飛機，V-22項目又有了起色。目前的計劃是首架CV-22飛機要到2006財年才交付使用，初始作戰能力也就相應到2008財年才能實現。飛行試驗將在2002年恢復進行，然後低速生產8架用於進一步的試驗。

2002年4月，因MV-22墜毀而喪生的海軍陸戰隊員的妻子KarenRunnels正式提起法律訴訟，要求飛機製造商承擔因「產品質量不合格並造成不合理危險」而造成的損害賠償責任。被起訴的被告包括波音公司、貝爾直升機公司、達信公司、BAE公司以及其他幾個參與飛機生產的公司。原告要求這些公司承擔連帶賠償責任，賠償死亡賠償金和喪葬費。KarenRunnels25歲的丈夫於2000年12月11日晚，在卡羅來納州北部訓練時與另外三名隊員一起因MV-22墜毀而喪生。預計此訴訟對V-22並無明顯影響，可能以庭外和解而結束。

5月29日，V-22成功的進行了首次恢復試飛任務。當天V-22完成了20次起降，並且在空中連續多次進行了從直升機模式到傾轉旋翼模式的轉變。在整個測試過程中一切順利。更多的試驗將根據此次試驗的情況進行編排。7月，據未公開的美國會消息，國會在連串預算中，批准了增加2.78億美元撥款，用於采購11架V-22傾轉旋翼機。也許現在是V-22苦盡甘來的時候了。

2002年8月美國國防部負責采辦、技術和後勤的副部長奧爾德里稱，陸戰隊的V-22將再獲得一年的時間進行測試，然後五角大樓再根據測試情況作出裁決。之前V-22項目辦公室出台了一個為期兩年的飛行測試計劃，但奧爾德里奇說一年時間至少足以作出一項初步的決定。V-22項目辦公室以及承包商貝爾公司則稱，「魚鷹」並不比任何其他直升機更易受到渦環狀態的影響。目前爭論雙方焦點在於渦環狀態是否會導致V-22實際性能大大下降。美國防部計劃如果V-22項目失敗，將採用改進CH-53、引進外國直升機的替代方案。9月初美國防部副部長奧爾德里奇親臨V-22試飛現場，充分標明了國防部對這一重大項目的重視。同時，美國海軍陸戰隊和空軍的V-22傾轉旋翼機項目官員都表示，希望繼續推進的飛行試驗能夠成功，加上降低生產費用的努力，爭取吸引國際合作夥伴的加入以減低風險。

2002年12月羅爾斯•羅伊斯公司已為V-22提供了第100台AE1107C渦軸發動機。AE1107C是羅爾斯•羅伊斯公司「共同核心機」發動機系列中的一個成員，該發動機系列還包括AE2100渦槳發動機和AE3007渦扇發動機。羅爾斯•羅伊斯公司是世界首家在一個相同的發動機核心機上發展三種截然不同的發動機的渦輪發動機製造商。AE1107C發動機是根據一項「按小時提供動力（TM）」的民用協議提供後勤保障的。2003年，羅爾斯•羅伊斯公司計劃交付22台AE1107C發動機，用於V-22飛機的低速初始生產。

2003年1月，貝爾直升機公司透露，為進一步滿足陸軍的需求，該公司與波音公司合作研究V-22的「停止-折疊槳葉stop-fold」武裝攻擊改型，以及寬體傾轉翼改型。所謂停止-折疊槳葉技術，主要是指傾轉旋翼機在飛行中，將傾轉旋翼槳葉折疊起來，停止使用旋翼而採用其他推進動力，這樣速度可以提高到更快的水平。對此貝爾已做了一些驗證試驗。寬體傾轉翼改型主要用於運送陸軍高機動性多用途輪式戰車等大型裝甲車輛，這種改型的螺旋槳槳盤尺寸更大，效率更高。同時，V-22開始在美海軍兩棲攻擊艦上進行艦載飛行試驗。在過去的試驗中，發現當飛機在旋翼旋轉進行甲板上著陸時有翻轉的危險。海軍希望飛行控制系統的修改能解決這一問題。試驗還將驗證V-22一個機翼在甲板上，而另一個機翼在水面上時的起飛著陸的能力。計劃晚些時候測試V-22對渦環狀態的敏感性。

2月26日V-22成功完成傘投試驗。試驗共進行了三周，飛行時間超過30小時，此次試驗內容包括開傘袋軌跡試驗，以驗證開傘袋在飛機尾流影響下的運動狀態；跳傘員懸掛試驗，這項試驗分別是在V-22按固定翼飛行模式下，和由直升機模式轉到固定翼飛行模式的轉換過程中完成的，跳傘員是用重68~163千克的模擬模型替代；集裝空投試驗，集裝箱重227到454千克，進行了一次空投四捆集裝箱的試驗。另外，還測試了氣流對模擬跳傘者或投放物的影響。

2003年4月，V-22的多任務雷達低高度地形跟蹤（TF）目標試驗取得成功。參與試驗的CV-22上的多任務雷達所產生信號經過任務計算機處理後，向駕駛員作出地形規避提示信息，這樣飛行員可駕駛飛機在非常靠近地面的情況下安全飛行，包括在夜間和惡劣天氣條件下。試驗中CV-22下降到200英尺（61米）的離地高度，並克服了大風和紊流的影響。

2003年5月，美海軍的V-22項目辦公室宣稱，他們已對V-22油箱進行了重新配置，並採取措施提高了飛機性能。具體是去除後部突出油箱，代之在機翼上增加油箱，從而克服了重心偏移問題。由於這種變化，MV-22飛機的航程將增加，超過4260千米。該項目開發了一種430加侖的輔助油箱，在2004年的作戰評估期間將獲得驗證和使用。

2003年7月14日，CV-22第9號機經過改裝和天線的重新布置，於當天進行了兩年多以來的首次試飛。9號機飛行了一個多小時，完成了重返飛行的檢查，包括基本飛行性能、空速校準、操縱品質等內容的評估。飛機是在轉換狀態即直升機和飛機間的狀態完成了試驗測試。此前，因為美國空軍試飛中心Benefield吸波室對該機電子戰設備的測試顯示，其天線安裝存在缺陷，因此9號機花了兩年時間進行了多處改裝，包括升級電子和液壓線路，安裝電子戰和抗熱尋的導彈裝置。從10月開始到2004年3月，項目進入下一階段，將測試航電系統、電子戰和多模式雷達。在2004年夏季，該機將改裝成最終生產型典型布局。

❷ 5.翼吊布局的優缺點分別是什麼

翼吊式布局是客機與轟炸機等飛機最主要的發動機布局方式。該布局下，機翼/機身/短艙/吊架（B-W-N-P）組合體間存在著復雜的流動相互干擾。當發動機工作時干擾更為復雜。為了解組合體氣動特性及短艙動力狀態影響，本文應用數值模擬方法，以 DLR-F6 模型為原始模型，研究通流及動力狀態下 B-W-N-P 組合體的氣動特性。

本文首先進行了實驗條件下 F6 基準模型通流數值模擬。將組合體氣動性能所得結果與實驗數值進行比較，確立了用於復雜整機計算所用的數值方法，並對組合體各部件之間氣動干擾進行了初步分析。在此基礎上，計算了高空狀態下， F6 基本型變攻角時通流及動力工況下組合體氣動性能。結果表明攻角的小范圍變化對短艙進排氣特性影響較小，短艙表面阻力系數、機翼升阻力系數隨攻角增大而增大；攻角變化下動力狀態使短艙氣動性能、機翼升阻力特性均有所改善。

其次，變化短艙在機翼展向、弦向、高度方向位置，計算了改型模型在高空通流及動力狀態下的組合體三維流場。結果表明各方向短艙變化對短艙進排氣特性影響甚微；隨短艙展向位置向翼稍方向變化， W-N-P 結構各部件氣動性能呈非單調變化；隨短艙弦向位置向機尾方向變化，短艙阻力單調增加，機翼升阻力性能非單調變化；隨短艙高度方向位置向遠離下翼面方向變化，短艙阻力單調減小，機翼升阻力性能非單調變化。

再次，模擬短艙帶渦流發生器在高空通流及動力狀態。結果表明巡航下，渦流發生器對短艙進排氣性能影響小；通流及動力下，伴隨渦流發生器向短艙尾部移動，短艙阻力系數增加，機翼阻力系數變化較小，機翼升力系數呈非線性規律分布；變渦流發生器尺寸，短艙阻力系數及機翼升力系數變化甚微，機翼阻力系數以小尺寸模型為大；動力條件使得短艙及機翼相關氣動特性變好。

最後，近似模擬起飛及高空機翼動力響應兩種動態過程，探討穩態計算演算法結合動態方法運用於瞬態計算時的可行性並簡要分析相關部件氣動特性。結果表明，起飛時，進氣道性能受地面影響，總壓恢復降低較劇烈；動力條件對起飛抬頭及爬升狀態影響明顯，滑跑時影響不大。動態響應計算表明演算法可有效反應出組合體氣動特性參數的周期性變化，可運用於進一步的計算分析。

❸ 戰斗機的內部構造

一、概述

F-14是根據美國海軍70年代至80年代艦隊防空和護航的要求，由格魯曼公司研製的雙座超音速多用途艦載戰斗機，用來替換海軍的F-4戰斗機。

美國海軍根據艦載戰斗機計劃（VFX-1）於1967年底公布了招標設計要求。經過競爭，海軍於1969年1月選中格魯曼公司的設計方案，並與該公司簽訂了研製原型機的合同。合同規定，1965年5月格魯曼公司向海軍提供12架原型機，作為研究和發展使用。第一架原型機於1970年12月21日首次試飛。第2架原型機於1971年5月24日首次試飛。1972年6月，F-14開始艦上試飛，1972年10月配備艦隊試用。最初的F-14裝備第1、2艦載攻擊機中隊。F-14於1973年具備初使作戰能力。F－14艦載戰斗機是一種雙座變後掠翼戰斗機。設備先進，性能優越，是目前美國海軍的主力機種。可執行護航、艦隊防空、遮斷和近距支援任務。1969 年初美國海軍與格魯門公司簽訂12架原型機合同，第一架原型機於 1970年12月首次試飛， 1972年開始裝備艦隊。關於F－14艦載戰斗機的發展和生產計劃經過多次變更。現在的主要型別有F－14A，最初的生產型，至 1979年 已交付美國海軍342架，另有 80 架賣給了伊朗空軍。B、C型已停止發展。D型為A型的改進型，主要改進了雷達、電子設備，並換裝了F110發動機，已於1988年交付使用。F-14/TARPS偵察型，可執行戰術空中偵察任務，不掛偵察吊艙系統時亦可攜帶大量武器執行任務。

二、性能指標

外形尺寸：機高4.88米，機長19.10米，翼展（後掠角20°，68°，75°時）分別為19.54，11.65米，10.15米，展弦比7.28。

重量及載荷：空重18191千克，無外掛起飛重量 26632千克，

正常起飛重量24948千克，最大起飛重量33724千克，燃油重量7348千克，副油箱燃油重量1638千克，最大外掛重量6577千克。

性能數據：最大平飛速度M2.34(高度12190米)，M1.2(海平面)，巡航速度741-1019千米/小時，實用升限18290米，最大航程2573公里以上，任務半徑930公里(高-中-低攻擊剖面)或700公里（高-低-低-高攻擊剖面）

三、結構特點

F-14是雙座多用途超音速戰斗機。其氣動布局採用NASA60年代後期提出的雙發雙垂尾變後掠中單翼方案。在結構上採用了先進的結構型式，廣泛使用鈦合金，部分採用硼復合材料，獲得較高了的強度重量比。

機翼為變後掠中單翼。設計要求是：減少翼載來保證機動能力；用前、後緣空戰機動襟翼來改善跨音速機動性；盡量減少停放佔用的面積。變後掠機翼外翼段較短，這樣就可減輕轉軸結構的重量，但增大了罩在中央翼盒上的「翼套」，轉軸距機身對稱面2.72米。飛行中機翼後掠角的變化范圍為20°～68°，由機載設備根據飛行狀態自動調節，最大變化速度為7°/秒。也可以由駕駛員手動調節。停放時後掠角最大可達75°以減少佔用面積。可動段具有全翼展兩段式前緣縫翼和三段式後緣單縫襟翼，在起降和機動飛行時使用。每側上翼面各有3塊擾流板，當後掠角小於57°時自動接通，用於輔助橫側操縱和著艦時減速用。為控制機翼後掠角變化時壓力中心移動提供俯仰配平升力和降低翼載荷，在機翼固定段前緣設計了可動前置扇翼，最大轉動角為15°。

機身。全金屬半硬殼式結構，採用機械加工框架，鈦合金主梁及輕合金應力蒙皮。前機身由機頭和座艙組成，停機時機頭罩可向上折起。中機身是簡單的盒形結構可貯油。後機身從前至後變薄，尾部裝外伸的排油管。後機身上下還有減速板，上一下二，在劇烈俯沖和發射導彈時打開，著陸時下減速板鎖死。

尾翼。由雙垂尾和可差動的全動平尾組成。平尾的偏轉角為+15°～-35°，差動平尾起副翼的作用。垂直安定面與後機身的鋼質加強框連接。方向舵也採用蜂窩增強的化學銑切合金蒙皮。

起落架。可收放前三點式，和A-6攻擊機相同。主起落架向前收起時機輪轉90°收入發動機進氣道下部，前起落架向前收入機身艙內。機輪為無內胎輪胎，內充氮氣。雙輪式前起落架的撐桿用作彈射起飛時的掛鉤。著艦鉤裝在後機身下面的整流罩內。從1981年春開始用古德伊爾公司的碳剎車裝置取代了原先採用鋼剎車裝置，進一步減輕了重量。

動力裝置。採用直通道的二元外壓式進氣道，置於機身兩側固定翼段下方，距機身有25厘米的間隙，以消除附面層的影響。進氣道內有多激波可調斜板系統，可以由機載設備在所有飛行條件下自動調節，保證發動機得到合適的氣流。進氣道結構大部分用鋁合金蜂窩結構，長約4.27米。後短艙採用膠接鈦合金蜂窩結構，長約4.88米。早期生產的飛機裝兩台普拉特·惠特尼公司的TF30-P-412加力式渦輪風扇發動機，單台加力推力9490公斤。其安裝管道可以開啟，能在180°范圍內進行保養。從1983財政年度開始生產的飛機改用TF30-P-414A發動機，其額定功率值不變。從1986年起採用F110-GE-400發動機，單台加力推力12700公斤。採用加雷特公司ATS200-50空氣渦輪起動器。可收放式空中受油箱置於前座艙前方附近機身的右側。採用氣動引射式收斂·擴散噴管。

安裝發動機

四、電子系統與武器裝備

F-14使用了休斯公司的AN/AWG-9脈沖多普勒雷達。取決於目標的大小，可截獲120到315千米內的空中目標，可以同時跟蹤從超低空到30000米高空及不同距離之內的24個目標，攻擊其中的6個目標。還裝備有AN/AWG15火控系統，及AN/ASW27B數據傳輸系統，CP1050/A中央大氣數據計算機等先進的現代電子設備。後在改進中，大約60%的模擬式設備換成了數字式設備，並安裝新型的AN/APG-71雷達，具有單脈沖角度跟蹤、數字式掃描控制、目標識別和空戰效果評價能力。

通信系統：AN/ARC-51和AN/ARC-159超高頻調幅無線電通信電台收發機；AN/ARR-69超調頻輔助無線電通信電台接收機，KY-28密碼系統，LS-460/B機內通話器。

導航系統：AN/ASN-92艦載飛機慣性導航系統；A/A24G39姿態航向參考系統；AN/APN-154X波段雷達信標機；AN/APN-194（V）雷達高度表；ARA-63A自動艦上著陸系統接收-解碼機；AN/ARN-84微型塔康。

自衛系統。AN/APN-50雷達接收機，AN/APR-25/45雷達警告系統。AN/ALE-29和AN/ALE-39帶一體化干擾體的電子對抗箔條彈投放器。

武器裝備。F-14武器包括1門M61A1「火神」20毫米六管機炮，備彈675發。空空導彈（最多）6枚AIM-7、4枚AIM-9和6枚AIM-54。空對地彈葯：MK-82、MK-83（4枚）、MK-84（4枚）、MK-20集束炸彈、GBU-10（4枚，激光制導）、GBU-12（激光制導）、GBU-16（4枚，激光制導）、GBU-24（4枚，激光制導）和4枚GBU31聯合直接攻擊彈葯。

F-14發射導彈

五、發展趨勢

盡管在伊拉克戰爭中展現了較佳的多用途能力，F-14仍步步逼近其退役機齡，大量的現役F-14已到達服役壽命。F-14與現在的新型戰斗機相比，需要太多的維修，尤其是老式的液壓和電氣系統，使維修更為困難。20世紀90年代，海軍決定讓F-14開始退役，代之以新型的F/A-18E/F。機型轉換的過渡工作從2004年秋季開始。2004年6月，美海軍大西洋艦隊空軍主管、太平洋艦隊海軍航空兵主管，海軍少將左特曼表示，由於一項加速計劃的實施，美海軍目前剩餘的「雄貓」戰斗機將於2006年秋退役，這同時意味著F/A-18E/F戰斗轟炸機能提前部署。

六、裝備情況及型號演變

目前，美海軍共裝備157架F-14A/B，53架F-14D。海軍陸戰隊未裝備F-14。

F-14各型情況

F-14A型。是第一種生產型，裝兩台TF30-P-412發動機，單台加力推力9490公斤。60架核心的F-14A改裝了AN/ALR-67干擾預警和控制系統、藍盾吊艙和可編程的戰術信息顯示器。70年代底，F-14的發動機出現大量的故障，83至85年交付的飛機換裝了TF30-P-414A發動機。共生產了585架。

RF-14A。是A型外掛偵察設備吊艙而成的偵察機，不掛吊艙時戰鬥力仍與A型相同。該吊艙重748千克，置於機身腹部兩個發動機艙中間，距機身0.38米。艙內有四種主要設備：頭部裝一台CAIKS-87B分幅照相機，向前或向下拍攝；費爾柴爾德公司的KA-99低中空三鏡頭全景照相機；霍尼韋爾公司的AN/AAM-5偵察裝置；地面檢查維護和控制數據顯示裝置。在1980～1981年共有49架F-14A改裝成可載偵察吊艙的RF-14A。1989年，海軍停止了該型機的偵察任務。

F-14B型。F-14A的改型，共生產38架，另由F-14A改裝了32架。原F-14B。A型機的改進型。。機體、電子設備和武器與A型相同，改裝F110-GE-400發動機，取代了TF30-P-414A，提高了飛機的可靠性和可維護性。原型機於1973年9月12日首飛，後因研製費用超支及戰術使用上A型已經可滿足要求而停止研製，原B型的訂貨全部改為A型。共有119架F-14B改裝或生產。

F-14C是B的改進型。採用更先進的火控系統，具有全天候空地武器投放能力。後因原B型撤消，這一項止也被擱置。無飛機生產

F-14D更新了發動機和簡化了電子設備和武器系統。動力裝置是兩台普惠公司TF-30P-412渦扇發動機。後來使用通用電氣公司的F110GE400渦輪風扇發動機。F-14D上大約有60%的模擬電子設備更新為數字式設備，改裝新的武器管理、導航、顯示和控制系統，利頓公司AN/ALR-67威脅告警系統和目標識別系統由MIL-STD-1553B數據匯流排聯結，機載AN/ALQ-165電子干擾機(ASPJ)，聯合戰術信息發布系統，前視紅外搜索跟蹤感測器，電視攝像機。休斯公司新研製的AN/APG-71雷達取代了F-14標志性的AN/AWG-9雷達，其電子對抗能力有了很大提高，具有單脈沖角度跟蹤、數字式掃描控制、目標識別和空襲效果評價能力。該雷達所採用的新型高速數字信號處理器是AN/APG-70雷達上數字處理器的改進型。現役的F-14於1991年5月全部配備了Tape115B計算機軟體，具有用常規炸彈執行對地攻擊任務的能力。在新的F-14D上採用ALR-67威脅警告及辨認系統的自衛干擾機、聯合戰術信息分配系統，紅外搜索和跟蹤感測器和電-光偵察裝置。第1架F-14D於1990年2月交付，共生產了37架，170架A型機改裝成D型機。

發動機的工作原理是風扇吸進空氣，壓氣機進行壓縮，然後到燃燒室內與燃料混合，從噴口噴出，從而形成推推力。
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❹ 徐舜壽的辦研究所

1961年8月，中國第一個飛機設計研究所在沈陽成立，徐舜壽被任命為技術副所長。他遵循中央軍委為該所確定的集中主要力量「摸透米格-21飛機性能，並在此基礎上自行設計比米格21飛機性能更好的飛機的任務」，親自抓了該所的組建和各項科研技術管理制度的建設；主持制定了貫徹《科研十四條》的措施。在集中力量「摸透」米格-21飛機的科研工作中，由於蘇聯只提供了飛機生產用的圖紙和技術工藝資料，而沒有提供任何設計資料和設計方法，使當時的「摸透」工作陷入了困境。於是，徐舜壽立即提出了「摸透」工作的主要內容、要求、方法和步驟，即要求設計人員在「摸透」時，要搞清楚「它是什麼？為什麼？我們怎麼辦？」與此同時，他還組織設計人員對美製F-4B、RF-101、F-86等不同類型飛機的殘骸進行了分析研究。在氣動力上，對米格-21飛機進行了高低速風洞試驗，以掌握小風洞試驗結果的正確運用。他親自領導了氣動彈性的分析研究工作，用矩陣位移法計算影響系數，並對米格-21飛機的機翼進行影響系數的測量，開展全機和部件的地面共振試驗等。對液壓、操縱、電子、電氣等系統，建立了系統參數的測試方法，使設計人員全面了解馬赫數為2一級飛機的設計規范、結構、材料、工藝、成品，並自行建立了一套先進的分析方法。他還從技術上主持了靜力、液壓、燃油、操縱、電氣、電網、微波等試驗室及試制車間的組建工作，為米格-21飛機的「摸透」和新型超音速飛機的設計，儲存了技術，創造了條件。隨著國外飛機設計技術的飛躍發展和計算機技術的廣泛應用，他主持組建了計算機研究室，與天津電子儀器廠和哈爾濱軍事工程學院協作，研製生產出441-B電子計算機，為課題計算、型號設計和後來殲-8飛機的研製成功奠定了基礎。經過三年的艱苦創業和對米格-21飛機的「摸透」，及扎實、系統的課題研究，終於建立起一個專業配套，互相協調，作風嚴謹，技術精湛，並具有一定試驗條件的飛機設計研究所，僅用4年零9個月的時間，就成功地自行設計出高空高速殲擊機——殲-8飛機。
1963年11月，根據中央軍委「以殲擊機為主，兼顧轟炸機和其他飛機」的戰略發展方針，他又受命負責大型飛機的研究工作。為培養和儲備技術力量，他親自組織技術人員參加轟-6飛機的測繪任務。1964年7月，大型飛機設計研究所正式成立，徐舜壽被調任技術副所長兼總設計師。他親自組織領導了對轟-6飛機的改進改型設計，提出了改動發動機短艙，把自行研製的61F渦輪風扇發動機裝到轟-5飛機上的改進方案。經上級批准後，他與工廠科技人員一起，對氣動性能和強度進行了反復計算，並作了風洞和靜力試驗，補充了全面設計資料。在該機裝備部隊執行任務時，發現座艙溫度高達50～60℃，給飛行員完成任務帶來極大困難。為此，徐舜壽又積極組織技術人員研究改進方案，將原來的空調系統改成空調製冷系統。經飛行驗證，該系統「低空能降溫，高空能加溫，壓力調節好」，受到使用部隊好評。
1965年10月，中國開始醞釀自行設計運輸機，徐舜壽經過對多機種的調查研究和分析比較，提出「以安-24為原准機，自行設計運-7飛機，作為中國研製民用飛機的起點」的建議，為我國運輸機研製的正確選型做出了貢獻。實踐證明，這一選擇是非常正確的，運-7飛機已在我國航運線上大量使用。
第一顆氫彈的爆炸與此同時，徐舜壽還接受並領導了中國供核試驗用的取樣器的設計和利用飛機投放氫彈的可行性研究。他先後設計了5種型號，圓滿完成了中國第一次氫彈爆炸的取樣任務，並被後來的歷次試驗所採用。為研究氫彈爆炸對載機的影響，徐舜壽親臨模擬試驗現場指導試爆，實測數據，分析研究，採取措施，得出正確結論後立即向周恩來總理報告，為中央下決心用飛機投放氫彈提供了重要依據。
對大型飛機來說，疲勞問題至關重要，徐舜壽花了很大精力進行研究。1965年，他在療養期間編譯了《飛機壽命》一書，這本著作，對新技術的開發和應用起到了積極作用。

❺ 協和式飛機的技術特點

協和式飛機前機身細長，這樣既可以獲得較高的低速仰角升力，有利於起降，又可以降低超音速飛行時產生的阻力，有利於超音速飛行。協和式飛機由於機頭過於細長，飛行員在起降時由於高仰角導致視線會被機頭擋住，同時為了改善起降視野，機頭設計成可下垂式，在起降時下垂一定的角度，可以往下調5至12度，以便飛機在起飛和降落時，飛行員獲得極好的視野，巡航時則轉到正常狀態。不過龐大的機頭角度調整設備佔用了飛機的寶貴重量與空間。
協和式超音速客機採用無水平尾翼布局，為了適應超音速飛行，協和式飛機的機翼採用三角翼，機翼前緣為S形。協和式飛機共有四台渦輪噴氣發動機。發動機由英國羅爾斯·羅伊斯公司和法國國營航空發動機公司(Rolls-Royce/SNECMA)負責研製。發動機型號為「奧林帕斯」593Mk610渦輪噴氣式發動機（Olympus 593）。單台推力169.32千牛（38,000 lbs)。發動機具備了一般在超音速戰斗機上才使用的加力燃燒室(後燃器)。 協和式飛機的飛行速度能超過音速的兩倍，最大飛行速度可達2.04馬赫，巡航高度18000米，巡航速度達到每小時2,150公里。
協和式飛機是1970年代的產品，但電子設備還是比較先進的。特別是在自動飛行方面，協和式飛機能夠達到Ⅲ級自動降落和起飛，即協和式飛機完全能按照程序和指令，在無飛行員操縱下自動進行起飛與降落。
由於協和式飛機設計於1960年代，所使用的技術只能代表60年代的技術水平，所以存在著兩個重大的缺陷：一個是經濟性差。協和式飛機一次可滿載95.6噸的燃油，可每小時卻要消耗掉20.5噸，耗油率較高。最大油量航程7000多公里，最大載重航程5000公里，由於協和式飛機航程較短，也就是說它只能勉強橫跨大西洋飛行，而不能橫跨太平洋飛行，這就限制了它的使用范圍。協和式飛機標准客座為100，最大客座為140，載客量偏小，運營成本較高。從而降低了它的經濟性。二是起落時噪音太大，致使世界上絕大部分國家都不讓它起落；而且由於超音速飛行產生的音爆，被限制不得在大陸上空進行超音速飛行。 協和飛機最初的設計主導思想，是立足於1950年代的航空技術水平，避免採用過多未成熟的新技術。但後來在研製過程中發現，超音速客機在空氣動力學、飛行控制系統、發動機等方面的技術難度都超過了預期，過分依靠既有技術難以達到預定的性能指標，所以協和飛機的發展過程中也研究、應用了許多新技術，代表了1960年代歐洲航空技術的最高水平，對以後的民航客機發展具有重要影響，但協和飛機的研製時間也因此大大延長。
高速飛行和飛行性能優化： S型前緣雙三角翼；電腦控制的可變發動機進氣坡度，超音速巡航能力；電傳操縱發動機，是今天全許可權數字電子控制（Full Authority Digital Electronic Control）發動機的先驅；可下垂式機鼻，以增加著陸時駕駛艙的能見度；減重和提升性能； 2.04馬赫的巡航速度能帶來最經濟的燃油消耗（雖然渦輪噴氣發動機於高速時能獲得較高的效率，但以2倍馬赫速度巡航能面對最低的激波阻力）；機體主要材質為鋁合金以減輕重量，並以傳統的方式建造以避免未知因素帶來的風險；全權自動駕駛（autopilot）和自動節流閥（autothrottle），容許飛行員於爬升至著陸期間完全不介入飛行操縱；全電子類比電傳操縱飛行控制系統多功能的飛行操縱界面（control surfaces）；部件更輕但壓力高達28Mpa的高壓液壓系統傳輸各項空氣動力學數據（包括總壓力、靜壓力、迎角、側滑等）的數據通道，感測器分布於機身多個位置；全電子控制類比電傳制動（brake-by-wire）系統，採用俯仰配平（Pitch trim），燃油可以在各油箱內轉移以控制飛機重心和升力中心的相對位置；部分部件以雕刻銑削方式從一整塊合金坯料製造成形，以減少零部件數量，同時減輕重量並提高部件強度。 協和飛機的S型前緣細長三角翼的出現，有功於1950年代至1960年代期間超音速空氣動力學、旋渦動力學的蓬勃發展，許多理論上的預言已經得到了風洞試驗的證實。第二次世界大戰後，後掠翼得到了廣泛的應用，超音速飛行也成為可能。1950年代初，英國皇家飛機研究院（Royal Aircraft Establishment，RAE）空氣動力學部成立了一個研究小組，開始了對超音速客機的初步研究和設計工作。起初研究小組提出過採用後掠翼的方案，但發現這樣雖能提高飛行速度，但也產生了一些問題，最主要是降低了飛機的升阻比，起飛著陸距離長。為了改善飛機的低速性能，研究小組甚至討論過採用可變後掠翼的可行性，但依然存在結構復雜、配平困難等問題。但非常幸運的是，一大批優秀的空氣動力學家，例如迪特里希·屈西曼（Dietrich Küchemann）、約翰娜·韋伯（Johanna Weber）、史密斯（J. H. B. Smith）、馬斯克爾（E. C. Maskell），當時雲集超音速運輸飛機委員會（STAC），為協和飛機的細長三角翼作出重要貢獻。
這些空氣動力學家的研究發現，氣流從渦流發生器（例如細長機翼）前緣通過會分離出穩定的漩渦（脫體渦，trapped vortex），高速旋轉的氣流提高了機翼表面的負壓，漩渦強度隨迎角增大而增大，產生很大的渦升力（Vortex lift），並在升力線斜率上表現出明顯的非線性。這種非線性升力在低速或大迎角狀態下更明顯，所產生的升力更大。1950年代起，跨聲速風洞、超聲速風洞成為試驗超音速飛機氣動性能的最佳途徑。在試驗中，三角翼的優勢越來越明顯。在超音速飛行中，三角翼氣動阻力小，而機鼻形成的沖擊波到達三角翼的大後掠前緣時，會使三角翼產生非常高的氣動效率。另一方面，在大迎角飛行時，三角翼的前沿還能產生大量渦流，附著在上翼面，產生的渦升力能大大提高總體升力。一批三角翼試驗機，如亨德里·佩奇公司的HP.115、費爾雷公司的Delta 1、Delta 2，也驗證了這項特性。然而，普通無尾三角翼的設計也擁有了後掠翼的部分缺點，由於超聲速三角翼飛機展弦比較小，低速飛行時的升阻比低，氣動特性不理想，起飛著陸距離長。因此，協和飛機採用了雙三角翼的設計。雙三角翼的內外側兩個後掠角，靠近機身的翼根位置有較大的後掠角，以降低阻力；而在主要產生升力的機翼外段採用較小的後掠角和較小的機翼弦長，機翼前沿不是直線而是S型的曲線。細長S型前緣三角翼提高了低速時的升阻比，渦流穩定性好，平衡了高速和低速時的要求，對低速起降時的操縱性有所改善。協和飛機的細長三角翼由於有效利用了脫體渦升力，滿足了飛機在低速、大迎角的情況下所需要的升力。此外，S型前緣三角翼的空氣動力中心位於飛機重心之後，最大限度地減少升力中心隨速度的移動；從亞音速過渡到超音速飛行時，機翼壓力中心位置變化較小，提高了飛機的穩定性。 為了令協和飛機在經濟上可行，它需要飛行一段頗長的距離，這需要一種高效率的發動機。為了適應超音速飛行的需要，因此迎風面積較小的渦輪噴氣發動機是最佳選擇，以減少阻力及產生達超音速的排氣速度，而油耗較低和雜訊較少的高涵道比渦輪風扇發動機則不適合用於超音速客機。每架協和飛機裝配了四具由勞斯萊斯和斯納克瑪公司聯合研製的奧林匹斯593 Mk 610型軸流式雙轉子（twin spool）渦輪噴氣發動機，是當時世界上推力最大渦噴發動機，每具可產生多達18.7噸的推力。奧林匹斯發動機最初是為火神式轟炸機（Avro Vulcan）研製，其後再為協和飛機發展出593型。四具發動機以兩具一組發動機短艙的方式，分別下掛在機翼下側，而沒有發動機支架，減少了氣體湍流，使發動機更加穩定，以免發動機在超音速飛行時脫落。協和飛機也可以使用反推力裝置，以提高下降率及縮短降落距離。當飛機處於亞音速飛行而高度低於30,000英尺（約9144米）時，靠近機身的兩具發動機反推力裝置便可開啟，飛機的下降率可提高至每分鍾10,000英尺（約3048米）。
奧林匹斯593型發動機是西方國家唯一一種帶有加力燃燒室的民用渦噴發動機。協和飛機除了在起飛和跨音速時（0.95馬赫至1.7馬赫之間）使用加力燃燒室外，其餘時段均會關閉。實際上在無加力燃燒室的協助下亦能勉強到達2馬赫，但發現要花更長時間在高阻力跨音速階段的加速過程，耗油量反而更高。由於渦輪噴氣發動機在低速時效率非常低，協和飛機在跑道滑行起飛時就需要消耗超過2噸燃料。由於飛機在經過長時間飛行後飛機重量隨燃油消耗而減輕，飛機降落後在地面滑行時只會使用外側的兩具發動機就能提供足夠推力。如果協和飛機在降落後滑行中途耗盡燃料的話，飛行員會被解僱。盡管如此，當協和飛機以2馬赫速度進行超音速巡航時，奧林匹斯593型其實是世界上效率最高的渦輪噴氣發動機。
在超音速飛行時，進氣道口會產生激波並對空氣進行預壓縮。為了降低超音速激波阻力，並讓發動機維持最佳進氣效率，協和飛機的進氣道也經過了特殊設計。所有常規噴氣發動機都只能吸收速度約0.5馬赫的氣流，因此巡航速度達2馬赫的協和飛機必須將超音速的進氣速度減慢至亞音速，否則發動機效率會大大降低，並可能引發發動機喘振等問題，另外協和飛機也必須控制減慢氣流速度時所形成的激波位置以避免損壞發動機。為解決上述問題，協和飛機採用了可調節進氣道，以一對可移動的大型斜板（Moveable ramp）和一道溢流門（Spill door/Auxiliary flap），按不同的飛行速度和情況，調節進氣速度和激波位置並對引進氣流進行預壓縮。
兩塊斜板位於發動機短艙進氣道頂部，由液壓系統控制，可以向下移動；而溢流門則位於進氣道下方可以向上下開合控制氣流流入或流出。在飛機起飛時發動機進氣需求高，斜板會平放（處於收起狀態），溢流門會向上打開以增加進氣量。當飛機速度到達0.7馬赫時，溢流門會關閉；而速度達1.3馬赫時，斜板會開始移動並將氣流引導出進氣道並用於機艙加壓。當飛機以2.0馬赫進行超音速巡航時，斜板會覆蓋一半進氣口面積，協助壓縮空氣和增加氣流溫度以減輕發動機壓縮段的工作壓力。這套系統對提高發動機效率有很大幫助，協和飛機在超音速飛行時，有63%的推力是由進氣道預壓縮產生。
如果在飛行時發動機失效熄火會為傳統亞音速客機帶來重大問題，不僅是失去部分推力而且還會產生很大的阻力，導致飛機向失效發動機的一方傾斜和偏航。如果這個情況於超音速飛行時出現，幾乎可以肯定會對機體強大產生極大的挑戰 。發動機失效後涵道實際上已經毫無作用並且成為嚴重的阻力來源，所以協和飛機會將失效發動機的進氣道溢流門向下打開，並將斜板完全展開以形成進氣口接近封閉的狀態，將氣流下壓並導向發動機下方通過，將發動機短艙恢復流線型，以減低失效發動機產生的阻力同時提供少許升力。在實際測試中，協和飛機可以在2馬赫飛行途中關閉一側的2具發動機，而不會產生任何操縱問題。而飛行員也需要定期接受培訓，學習應付這種突發情況。 協和飛機在在五萬余呎高空飛行，機外環境溫度約為零下50℃，飛機在超音速飛行時，空氣壓力和摩擦力會使飛機表面加熱，而且飛機不同部分的升溫情況也有所差異，並且會在機身表面形成溫差。超音速飛機最熱的部份除了發動機之外就是機頭頭錐，協和飛機在飛行時頭錐最高溫度可達127℃，機身後段也可超過90℃。協和飛機主體材質為硬鋁（AU2GN/ASTM 2168飛行器專用鋁材），僅在部分需要長時間承受高溫的特殊部位，例如升降副翼、發動機短艙等處使用鈦合金和不銹鋼。鋁材在當時已經在飛機製造工業廣泛使用，應用經驗較多，而且價格低廉、建構容易。硬鋁結構穩定，可持續承受達127℃的高溫，因此協和飛機的最高速度被限制在2.02馬赫，而這個速度是硬鋁的高溫極限。假如目標速度超過2.02馬赫，機體則需要大范圍的使用鈦合金或不銹鋼，大大增加製造成本和飛機重量。
協和飛機於飛行期間會經歷兩個加熱及冷卻的循環。第一次冷卻於飛機起飛爬升時，機身溫度隨高度提升而下降；然後超音速飛行時機體表面加熱，最後於飛機下降、速度減慢時再度冷卻。這些因素都必須於冶金塑模時一並考慮。為此協和飛機在研製時建立了一個試驗平台，對一片全尺寸的機翼進行反復加熱和冷卻，並定時抽取金屬樣本進行金屬疲勞檢驗。由於熱脹冷縮，協和飛機超音速飛行期間，機身會膨脹延長達300毫米，這個現象最明顯的地方就是飛行工程師的儀錶板與客艙隔板間的距離會在飛行途中增加並形成一條縫隙。所有協和飛機在其退役飛行時，飛行工程師都會將自己的帽子放置於縫隙中，當飛機降落、冷卻後，帽子就會永久被夾在其中。
為了保持機艙涼快，協和飛機所載的燃油會有類似「散熱片」的作用，以吸收空氣調節和液壓系統產生的熱力。超音速飛行時，駕駛艙前的窗戶也會被加熱，此時窗前會加上一塊遮陽板以防止熱力直接傳遞到駕駛艙。
由於協和飛機具有表面加熱的特性，因此其塗裝亦有所限制。機身表面大部分面積只能塗上具有高反射特性的白色塗料，以避免超音速飛行時產生的高熱影響到鋁制結構和油箱安全 。至1996年，法國航空為了協助百事可樂宣傳，曾將一架協和飛機（登記編號F-BTSD）除機翼以外塗上以藍色為主的廣告塗裝。根據法國宇航和法國航空的建議，這架協和飛機維持以2馬赫的速度飛行不多於20分鍾，而在1.7馬赫下則未有限制。只有F-BTSD被選定用於廣告宣傳，是因為它不需要執行任何需要長時間以2馬赫飛行的定期航班。
結構強度
協和飛機高速飛行時，轉向會為飛機結構帶來巨大壓力，導致結構扭曲變形。為了在超音速飛行時依然能夠維持有效、精確的控制，解決辦法是對機翼內側和外側的升降副翼（elevon），依照不同的速度狀態，進行按比例的調整。超音速飛行時，相對軟弱的機翼外段的副翼控制面將會鎖定在水平位置，而只會操作靠近翼根位置、相對強度較高的內側副翼控制面。
另一方面，細長的機身意味著較低的結構強度。實際上協和飛機飛行時機身會出現少許彎曲，尤其在起飛時這個現象更為明顯 。這個時候當飛行員在機頭回望客艙，就能顯著的看到這個情況，但由於機艙中段設置了廁所，阻隔旅客的視線，所以大多數旅客並未能察覺到機身的變化。 無尾三角翼飛機的起飛（降落）距離和速度都比較高，這對飛機的制動系統和起落架也是一項挑戰。協和飛機起飛速度高達每小時400千米（250哩），為了讓飛機在起飛失敗後迅速減速，協和飛機是首批使用防抱死制動系統（ABS）的民航客機，這是一套具有防滑、防鎖死等優點的安全制動控制系統。傳統制動系統在飛機起飛失敗緊急制動時往往只能抱死機輪，加上前沖的慣性，容易造成側滑、方向不受控制的情況。防抱死制動系統可以防止機輪於制動時鎖死令輪胎的靜摩擦力變成滑動摩擦力而無法控制方向，提高制動效率和操縱性，避免飛機失去控制，這尤其於濕滑地面更為重要。 協和飛機也是全球首種採用碳基（carbon-based）制動裝置的民航機。這是鄧祿普（Dunlop）公司的產品 ，能夠把重達188公噸、時速達305千米（190哩）的協和飛機於1,600米內煞停。完全停止後，制動裝置的溫度會達300℃至500℃，需要數小時才能冷卻。
除此之外，由於協和飛機是無尾三角翼設計，在起飛時需要一個較大的迎角（約18度）才能獲得足夠的升力，因此起落架也需要特別加強，並延長主起落架支架。但這又對起落架的收納產生麻煩，為了減少佔用空間，起落架收起時需要伸縮一段距離，否則兩個起落架將會碰撞。另一方面基於大迎角起飛、降落的需要，為避免機尾觸地，協和飛機也在機尾設置了一個小型雙輪輔助起落架，成為協和飛機的一個特色。 可下垂的機鼻頭錐是協和飛機的外觀特徵之一，既能在飛行時保持飛機的流線外型減低阻力，又可以於滑行、起飛和著陸時改善飛行員的視界。為了減少飛行阻力，協和飛機的機頭較其他民航機更長，並呈針狀。三角翼飛機起飛和著陸時的迎角較大，又長又尖的機鼻會影響飛行員對跑道、滑行道的視野，因此協和飛機的機頭設計成可以改變角度以迎合各種操作需要 。另外機頭頭錐也帶有一個整流罩，這個可移動的整流罩具有維持機頭流線型、保護駕駛艙玻璃、阻隔超音速飛行熱力等功能。整流罩會在頭錐下垂前收納到頭錐內，而當頭錐恢復水平時，整流罩會升回駕駛艙擋風玻璃前方，令機頭回復流線外型。
首兩架協和飛機原型機的整流罩只有兩扇小窗。但美國聯邦航空局反對這種嚴重影響飛行員視界的設計，並要求改善設計，否則協和飛機將不予容許在美國營運。因此以後製造的預生產型、量產型飛機整流罩均修改成六扇大窗。
在地面滑行和起飛時，駕駛艙內的控制器能控制整流罩收納到頭錐內並把頭錐角度下調5°。起飛後，整流罩和頭錐都會恢復原位。至飛機降落前，整流罩會再次收納到頭錐內，然後頭錐會下調12.5°以取得最佳前下方視界。而降落時頭錐會迅速回復到5°的位置以避免頭錐觸地。在非常罕有的情況下，協和飛機會將頭錐下調至12.5°起飛。此外，協和飛機也可以僅僅收起整流罩，而頭錐維持水平，但這只有在清潔擋風玻璃和短時間亞音速飛行時使用。 普通亞音速民航客機由紐約飛往巴黎需要花上8小時，但協和飛機完成同樣旅程僅僅需要少於3.5小時，平均巡航速度達2.02馬赫（2,140千米/小時），最高巡航高度為18,300米，比普通飛機快超過兩倍 。
在定期航班服務中，協和飛機採用一種較有效率的「巡航爬升」（cruise-climb）方式。隨著燃油消耗，飛機變得越來越輕因而能夠爬升至更高的高度。這樣的方式通常有較高效率，因此普通民航客機亦會使用類似這種方式爬升，名為階段爬升（step climb），但普通飛機需要得到航空交通管制員許可才能爬升至更高高度。在北大西洋航線（North Atlantic Tracks）巡航期間，協和飛機在爬升至50,000英尺後已沒有其他民用客機與其共用空層，因此自50,000英尺起協和飛機能緩慢爬升至60,000英尺。 由於平流層氣流運動穩定，氣流以平流運動為主，超音速飛機的航線是長期固定的，而非像其他飛行在平流層底部的普通民航客機，需要每天根據天氣情況調整航線。
英國航空航班的呼號是「Speedbird」，但唯獨由協和飛機執行的航班是例外。為了提醒航空交通管制員協和飛機獨特的性能和限制，通訊時會在其呼號「Speedbird」後加上「Concorde」，所以協和飛機的航班（BA001—BA004）在通訊中會被稱為「Speedbird Concorde 1」—「Speedbird Concorde 4」。而來往巴貝多的包機服務，及維修後的試驗飛行，其呼號也會使用「Speedbird Concorde」為前綴並加上四位數字的航班號碼。

❻ 誰有<我的小傳>例文啊

我於1911年5月生於四川重慶郊外的獅子山，當時祖父林福熙任重慶電報局局長。翌年遷福州原籍。1914年隨父若卿移居北京。幼年時由父、叔教《四書》、《詩經》和《左傳》，祖父督我每日寫小楷40字，我幼時好玩，小楷字幾日未寫，祖父查時，我每無以應名。1924年就讀於北京匯文中學，1928年高中畢業。當時燕京大學移新校址，校境幽雅。匯文畢業生可免考升入燕大，我遂隨大多數同班同學一起升入燕大，主修物理。讀一年後，父以燕京畢業後覓職無把握，而交通大學畢業後即由鐵道部派職，故囑我轉考交大唐山學院。1929年改往交大唐山學院，讀土木工程系。不就父因病失業，貧病交加，我學費由兄久明負擔，靠叔群以及表兄郭則雲接濟，我方完成學業，至今深為感激。1930年5月，我在唐山忽得堂叔澍民電，稱父病望速來京。我當即趕到，時父已病逝。當時兄在京奉鐵路局任職，住天津，我及母、姊同巧均住兄處。我寒暑假均返津，嫂陳與瓊對我姊弟甚好，我每次返校，嫂均備咸糟豬腳、肝等，囑我帶回校為助餐之用。

1933年初，日本侵華加急。唐山靠近前線，遂全校師生遷移上海，借上海交大課堂、宿舍應用。期校中有樓房一座（稱上院），原擬毀壞重建，因其陳舊不堪，就把我們這一批逃難的同學安排在上院居住。那裡的門窗、地板均極破爛，房中蚊子嗡嗡直叫，枕下爬滿臭蟲，地上老鼠跑來跑去，我們深受「海、陸、空」的威脅。初到幾夜，我們不能安眠，一二周後則漸漸習慣，亦不為苦。我常坐在帳內，將書放在帳外看，每翻一頁，則伸手帳外翻，翻後再將手收回，以免蚊子叮咬，在這困苦環境中完成了畢業考試。

交通大學各院校第一名畢業生曾由鐵道部送到美深造之例，我為爭取此項機會而努力用功。在唐山學院四年，我每學期成績均冠全級，不想待我畢業時，資送美深造業已停辦，故我未得鐵道部的資送。1933年初，電機教授朱物華告知清華本年將招選留美公費生，囑我准備赴考。一般大學畢業生需有兩年工作經驗方可報考，惟畢業成績名列前四名者不需如此，我因屬前四名，故得由唐山學院保送赴南京參考。

清華公費生二十個名額，包括多項科目，每科目只有一兩名，我估計考取之機會甚小，故我曾准備用三年時間來應考。如第一年落選，第二年再考；如第二年再落選，第三年再考。我在南京考畢後返天津，不久，得唐山同學王志超的信，約我去山東水利訓練班教課，待遇比鐵道部路局的薪金高四倍。正在此時，閱報喜知我已由清華錄取派美學飛機機架設計製造。得此航空救國的機會，我十分興奮。清華規定在出國之前，需在國內各飛機廠見習，以明了國內這項技術水準情況，以便在國外學習時能得知國內需要。這期考取飛機發動機設計製造者有顧光復、劉史瓚，他們是我在交大同一年的畢業生。清華聘請航空工程前輩錢昌祚、王承黻、王助為我們三人的導師，我們三人均派到杭州筧橋航空學校附屬工廠見習，廠長王承黻對我三人多有指導。顧、劉系機械繫畢業生，對發動機原理及構造甚熟悉；我系土木系畢業的，對航空發動機所知甚少，大有自愧不如之感。在該校見習5個月，我得顧、劉指點之處甚多，離筧橋後，到南京飛機修理廠及上海海軍飛機廠各見習數周後准備出國。

時導師錢昌祚認為我應該到麻省理工學院深造，我乃於1934年5月與顧、劉二兄一道，搭麥金利總統號輪船赴美，在西雅圖登岸。該時堂兄同濟在柏可利加州大學任教，我遂搭火車到舊金山見同濟，後順路往芝加哥參觀世界展覽會。展覽會陳列之物品對我均十分新奇，我有如「劉姥姥進大觀園」，大開眼界。有一次我在路上走，聽到一輛汽車內有兩個人對話，我向車里看時卻不見人，經詢問始知這是車中的無線電發出的聲音。看了展覽會，我就到麻省理工學院注冊上課，這樣就開始了我在麻省理工的兩年學習生活。

我的志願及任務是回國後擔負飛機設計製造的責任。清華公費生大多數為三年，三年足夠讀博士學位，而以兩年時間讀關於設計製造的課程，餘一年到美國各飛機廠實習，以便理論能與實際學識結合。故我除選修航空工程主要課程外，還讀多門實用製造課程，如機工、鑄工、熱處理輕金屬等課。以後發現，這些課程對我在國內工作大有幫助。1935年暑假，密歇根大學力學權威鐵木辛哥（Timoshenko）教授開辦工程力學研究討論班，他本人教工程震動學，英國權威教授索思韋爾（Sonthwell）教彈性力學，師資力量相當雄厚。參加研究班者有80餘人，我亦系其中之一。讀畢後，索思韋爾教授認為我及黃文熙（他是我同年的清華公費生）成績最優。那個暑假，我在密歇根讀完四門功課。沒想到這四門課對我以後讀博士學位還有用。1936年我在麻省理工讀畢碩士學位，離校後到美國各飛機公司實習，收集設計資料，熟悉生產程序及材料規范等。我因清華公費足夠生活之用，故不領公司報酬，因此在一個部門實習達到我的目標後，即可調到其他部門，所用時間很經濟。以後發現，我在這里得到的經驗和收集的材料，對我在國內工作十分重要。

1937年我返國，在清華航空工程系及航空研究所搞研究及教學。因日本侵犯，華北危機，我隨清華航空研究所遷南昌，後又至成都。開始，我國唯一的飛機製造廠在南昌，其規模較大，內有意籍工程師領工等多人擔任各項領導工作。嗣以德、意、日聯盟，意籍工程師領工全部撤出。南昌因離前線較近，故該廠決定遷往四川南川叢林溝一巨大山洞，名海空洞。在洞內蓋起三層樓房，材料機器均由南昌水運過來。惟運輸時間過久，致使許多材料生銹，必須試驗鑒定後方可應用，機器裝置等亦乏人指導。當時該廠向清華借用我去工作，我乃將在美國實習所收集之資料選發各部門應用，材料按規范鑒定，並會同該廠支配課課長季文美指導員工工作，使工廠順利復工。工廠復工後改名第二飛機製造廠，朱霖任廠長。

抗戰時期，需要飛機甚切，我及同仁遂用南昌運來的材料零件，仿造出蘇式E—16型驅逐機20架及訓練機30架，這算是對抗戰做了小小的貢獻。

1939年，我同蔣瑞貽結婚，她是我交大唐山學院校友，婚後，我由重慶到昆明返清華研教。嗣日軍侵華甚急，我因研教不能短期生效，故改回飛機廠繼續仿造E—16型機，以助抗戰。該時錢昌祚任廠長，員工情緒高昂，工作努力，加班無加班費亦毫無怨言。我感到能同該班員工共同工作很榮幸。長內發電是靠柴油機，而柴油機供應斷絕，改用菜油。數日間菜油價格上漲了5倍。長中約有10輛卡車供南川——重慶之用。該時汽油供應亦十分困難，有「一滴汽油一滴血」之說，故改用酒精。卡車開往重慶途中常停酒店加灌燃料，能源缺乏問題十分嚴重。我初到廠時任設計員，不久改任公務處處長。顧光復不久亦來廠任支配課課長，他的發動機及機工經驗十分豐富，貢獻至多。錢昌祚不久調去主持疊允中航飛機廠，廠長遂由黎國培接任。

當時以抗戰多年，飛機金屬材料奇缺，但長中有航空工程畢業之工程師多人，且技術學識優良，為了節省金屬材料，並培養我國飛機設計人才，故決定自行設計試造木質飛機，機身機翼均用木質。廠長黎國培此舉有助於抗戰，十分鼓勵。為了指揮工作便利，成立了新機試造室，直屬公務處，由公務處主持設計製造。試造室主任由我兼任，副主任由顧光復高邦俊兼任。設計製造檢驗工程師有：程寶榘、張桂聯、荊廣生、嚴國泰、吳麟祥、陸孝澎、俞乃喜、杜宗正、張承煦、王遠新、胡銅海、王修琛、林同驥、胡昌壽、高作揖、彭成一、蔡維裕、徐雲黻、潘昌運、曹可恭、喬萬森等多人；貢獻良多之技械士領工有：余沛瑾、顧家賢等，技術人員水準似乎不亞於歐美飛機公司之技術人員。原擬於第一架試飛成功後，將該機設計改為輕型轟炸機參加抗戰，惟1944年試飛完成時，抗戰已勝利在望，故此項更改設計未進行。

新機的發動機及螺旋槳均用美製飛機備件，此機為單翼式，中翼兩旁裝有兩台發動機，起落架裝在中翼之下，可向後收縮到發動機的短艙里。當時國內無風洞試驗條件，一切空氣動力數據均取於由美帶回之書籍雜志，再加鑒定應用，主要構造均經靜力試驗。經兩年多的時間，在1944年8月，設計試造完成並運往重慶白市驛機場試飛。該機出廠時我患瘧疾，由顧光復率領試飛員工到白市驛機場，試飛員李興唐曾在廠內目睹設計試造情形，對試飛機機具有信息，他即操縱飛機在機場滑行，但跑道將盡時飛機仍未起飛，他發現是飛機頭過重，遂將機停在跑道之尾端，以待檢查。不久顧光復調赴英國接洽發動機合同，不能繼續在白市驛領導試飛。當時我瘧疾未愈而廠中又缺瘧疾葯，只有防疫針，我因急需前往主持試飛，當即注射兩針兩針防疫針便出發至白市驛飛機廠。到後經檢驗發現是升降舵副翼過低，遂加以調整，機頭便不再過重，飛機順利升空。首次升空時機上有李興唐、我及檢驗員林同驥（志願上機者）。我勸告李興唐，如萬一新機出事，你李家只損失一人，而我林家則損傷二人，他聽了這話後更加細心駕駛。附近飛機修理廠的員工看到升空的飛機都說：「二廠的飛機飛得好快。」我們知道後十分高興，當晚辦了兩桌好菜，大家慶祝一番。

護送新機及參加檢驗試飛人員約20人。當時重慶多雨，晴時方可試飛，故在重慶停留時間較長。廠里規定，超過三日後之差費甚少。重慶生活費高昂，不敷甚巨，會計室稱可借款給員工，惟需由我個人負責，即將來不能報銷，而員工又不能歸還時，則由我償還。當時員工薪金微薄，我數年薪金亦不敷還此款，但我以次試飛對我國航空技術發展至為重要，當即應允簽字。以後幸虧試飛成功，經會計長雲大選請准，將此筆款項報銷。

頭一次上空飛行時未將起落架收起，落地後經檢查認為，起落架下放時可能受空氣阻力太大，或者有困難，故決定改良起落架操縱系統。適逢重慶雨季，連下了20天，在這期間，操縱系統改良完畢，遂又將飛機升空，起落架上升下降反復數次，一切圓滿。廠長馬德數對試飛人員十分稱許，並對新機十分信任，在1944年8月18日同我及李興唐、高高作揖及二位裝配工，由渝（重慶）飛蓉（成都），完成新機的處女航。在此為我國自行設計製造試飛成功的首架運輸機。到蓉後承成都飛機修理廠廠長揭成棟按試飛規范逐條試飛，結果圓滿。該機命名為「C1010運輸機」。其主要性能如下：

總重量：10000磅；凈重量6940磅

人員載重：駕駛員2人；乘客8人

海平面高速每小時為：176英里

降地速度每小時為：75

飛行高度為：15000英尺

航程：1000英里，耐航5（3/4）小時

油量：180加侖

在蓉時，承航空工程前輩王助（航空研究院副院長）以我們的稱許勉勵，試造人員及全廠員工都以能為祖國完成這項工作而感到十分榮幸。

抗戰即將勝利時，為了發展我國航空工業，設立了工業局，朱霖任局長，我被派率領飛機設計組約20人，赴美克可唐納公司學習噴射機設計。嗣因該公司索價高昂，1947年我們移往英國格落斯脫公司設計我國第一架噴射機。此批工程師學識優良，設計得以順利進行，惜1949年缺乏經費而停止了設計。此批人員大部返國，其中多人今天已為名教授或主要工程師，如承寶榘、高永壽、陳基健為南京航空學院教授，張桂聯、張承煦為北京航空學院教授等等。

1949年我由英轉美，適有美國底特律大學聘我任副教授，待遇甚薄，為了一家5口人的生活我接受此聘。到校後，校方告我如有博士學位，可早日升升正教授，待遇亦可提高。於是我決定一邊工作，一邊攻讀博士學位。1935年暑假我曾在密歇根大學工程力學系讀過四門課，我遂去見該系主任埃里克森（Erikson）教授，他還記得我，給了我很多鼓勵。1951年我重返密歇根大學，隨即參加工程力學系博士基本考試，不久很幸運地接到埃里克森教授的電話，告訴我考試成績特優。密校規定，博士學位需在校讀滿若干課程。我在底特律大學課程繁重，每周只能抽出半日到密校上課阿。我將此情形告知埃里克森教授，他十分同情我，並代我向密校院長申請，特准我選修三門研究課程，每一門課有一位教授指導，我只需每周前往密校一次，向三位教授報告研究進度，這樣我就很順利地讀完所需要的學分。我的博士論文系設計試驗一種加速儀表，由奧蒙德羅伊德（Ormondroyd）教授指導。1953年我讀畢博士學位時已42歲，大有老童生之感！1954年我被升為正教授。

我在英國時曾去見索思韋爾教授，他對我十分熱情。在我離英之前，他曾致函加州大學洛杉磯校尚利教授，向他推薦我。1954年我應洛杉磯校之聘，任工學院教授，同時在飛機公司及直升機公司當顧問。自1951年迄今，我對復晶體塑性理論發生興趣，創立「復晶體的應力應變關系理論」。這理論適合各項物理力學條件，並符合試驗結果，最近並得到蘇聯、日本、捷克塑性力學學者的一致肯定與贊揚。1968年我發現我研究塑性力學的方法，亦可應用於研究金屬疲勞裂縫萌芽上，這在冶金力學中是一個很悠久的問題，曾有許多有名的學者研究過（如得諾貝爾的毛特教授）。我用微觀力學解釋了裂縫萌芽在顯微鏡下照出的許多現象，此項研究現由美國聯邦政府科學研究機關資助並繼續研究。

1977年我升為加州大學特級教授。1978年我屆退休年齡，迄今由校方續聘任局部時間教授。我現有博士生二人，一人來自北京力學系，一人來自科技大學。其聰穎逾人，教之為一樂事。我著有《非彈性結構理論》一書，由Wileg公司出版，並發表過關於結構分析、塑性力學、疲勞力學的論文逾百篇。我現對這幾種研究仍甚感興趣。

妻蔣瑞貽勤勞善良，治家有方，多年我得以安心工作，有賴於她者甚多。1978年她忽患腦溢血，左半身不遂，現勉強可扶杖在家中行走。我有子女三人，女伯瑛在洛杉磯聖碼利大學管理系畢業，其夫丘俊鵬為維斯康莘大學機械工程系博士，現任底特律大學機械繫教授。他們的長子丘宗凱現在麻省理工讀電機工程系，次子丘宗旋讀高中。我的長子伯中，1962年在加州理工學院得物理學士學位，1967年在加州大學柏克利校得物理博士學位，現在該校研究太空物理，曾應蘇聯科學院之邀請講學數次，現代表美國參加歐洲太空研究，對測量太空電子方面多有貢獻。次子伯堅，1970年在加州大學柏克利校數學系畢業，1974年在普林斯頓大學得數學博士學位，曾得斯琅獎金，從1981年起任加州大學聖底谷校數學系正教授，他的主要興趣為代數拓撲學。

我每日慢跑2公里，此似對我老年健康大有幫助。我現在仍忙於學術研究，指導研究生。局部時間任教，並在公司當顧問。我總覺得時間不夠分配。

以上是我的小傳。也許有的地方可供讀者參考。我中文荒破已久，文字不妥之處，一定很多，尚乞讀者原諒。

❼ 運-10的發展沿革

國際變局
中國航空工業早期靠引進蘇聯的戰斗機及配套設備快速發展。而上世紀60年代初，中蘇兩黨論戰，蘇聯領導人赫魯曉夫決定採取新的嚴重步驟，從經濟上對中國施加壓力，企圖迫使中國就範，從而把意識形態領域的分歧擴大到國家關系中來。1960年7月16日，蘇聯政府照會中國政府，單方面決定全部召回在中國工作的蘇聯專家。蘇方按原定計劃，從7月25日至9月1日召回了全部在華工作的1390名專家，並中止900名已經應聘的蘇聯專家來華工作。同時，蘇方撕毀了中蘇兩國政府簽訂的12個協定和兩國科學院簽訂的一個協定書以及443個專家合同和合同補充書，廢除了257個科學技術合作項目 。
中國從蘇聯繼續獲得航空技術的大門關閉後，中國只能另尋出路，自行研發軍用和民用飛機。
上世紀60年代末期，中蘇關系呈不斷惡化趨勢，而中美關系出現改善的跡象。美國時任總統尼克松上台後，重新檢討對華政策，得出這樣的結論：20年來，美國鼓吹孤立、封鎖中國，非但沒有奏效，反而在對華利益上蒙受巨大損失，美國再也不能無視新中國的存在。中蘇沖突日益加劇，在美國與蘇聯爭霸的斗爭中，中國已經成為可以借重的力量 。隨後尼克斯與基辛格著手與中國高層接觸，並開始放寬對華軍事技術的封鎖。這為中國航空科技界接觸、了解、學習西方先進技術、適航標准、參考樣機提供了新的契機。
項目醞釀
1968年，中國轟-6（仿製蘇聯圖-16噴氣轟炸機）試飛成功後，周恩來總理就提出：能不能在轟-6基礎上設計一種噴氣式客機?陳毅元帥說：我這個外交部長，出國不能坐自己的飛機，地位就與別的國家不同。 蘇聯曾於1956年在圖-16基礎上研製成功了第一型噴氣式客機圖-104。
1970年7月中旬，毛澤東主席視察上海，說上海的工業基礎這么好，可以搞飛機嘛。嗣後7月28日，空軍航空工業領導小組召開緊急會議，向三機部傳達毛主席指示，上海要搞飛機，搞什麼由三機部與上海聯系。三機部革委會開始時擬將當時正由320廠研製的殲-12飛機交上海生產。上海市革委會提出要搞大飛機（旅客機）作為周恩來總理專機。
1970年8月2日，空軍曹里懷副司令員聽取匯報後指示：第一，方案可以多搞幾個，原則上同意在轟-6基礎上發展旅客機的方案，要做過細的工作，向上海提出可靠方案。飛機要立足於迅速、安全、美觀大方，將來要作為總理出國專機。選型要選好，一定要比伊爾-18、圖-104、「三叉戟」好。上海搞飛機是毛主席講了話的。第二，要研製人員到廣州去了解剛從巴基斯坦引進的「三叉戟」飛機，然後直接到上海去匯報。第三，明確由上海領導，空軍和三機部要人給人，要設備給設備，大力支援，其他成品等到上海去解決 。8月21日，國家計委、中央軍委國防工業領導小組原則批准了航空工業領導小組提出的《關於上海試制生產運輸機的報告》，任務定名為」708工程「，飛機代號「運-10」（Y-10） 。
運-10飛機的工程目標是為國家領導人研製出國訪問的專機，為在國際外交場所樹立中國的大國形象。最初確定以轟-6轟炸機作為基礎改型設計的研發思路。1970年7月29日，在第三機械工業部召開的研製大型運輸機預備會議上，歸納了8條設計原則：載客100人左右；在轟-6基礎上改，不是重新設計；安裝3台或4台發動機；航程5000公里；高度1萬米；速度每小時1000公里；全天候。1970年8月27日，國家計委、軍委國防工業領導小組正式業下達了運-10飛機研製任務，批准在上海試制生產運輸機。同年9月14日，為大型客機配套的發動機製造定在上海第一汽車附件廠。1971年，三機部決定為運-10和轟炸機配套的渦扇-8發動機的研製分別在上海和成都兩地同時進行。
在上海方面要搞「大飛機」的指示傳達到西飛以後，後來的運-10總師馬鳳山提議大型運輸機雖然以轟-6為基礎，但是不一定要完全仿照圖-104的路線，運-10也由此成為了中國第一架按英美適航條例（CAM4b和後來的FAR25部）設計的國產飛機。1971年4月確定新的設計技術要求：實用航程不能少於7000公里，巡航速度要在每小時900公里以上，升限要達到1.2萬米以上，起飛滑跑距離不得大於1300米。
1971年12月19日，巴基斯坦的一架波音707飛機在新疆著陸時損壞。1972年1月13日，葉劍英元帥便指示要迅速去剖析殘骸。上海708工程設計組負責人熊焰立即帶隊前往新疆，整個過程共歷時3個多月，前後去了32個單位的約500人。通過對這架殘骸的剖析和研究，對波音-707的主要數據有了一個基本的了解 。 1972年，三機部提出了運-10飛機的設計方案。1972年6月確定主要設計原則：運10採用機翼下吊裝4台國產渦扇-8發動機的布局。飛機技術性能指標是：實用航程不小於7000公里，巡航速度850～900公里/小時，起飛滑跑距離不大於1300米，飛行升限1.2萬米，載人100～120名，最大起飛重量為110噸，最大商載為17噸，遠航程商載為5噸；開始研製時，按國際航線班機的要求進行設計，待飛機研製出來後，再根據上級要求，改為首長專機或其它型別飛機。1972年8月，三機部和上海市聯合召開「大型客機總體設計方案會審會議」，審查通過了修改後的運-10總體設計方案。1973年初，運-10設計和試驗工作開始全面鋪開。
運-10的研製由上海市和三機部的聯合領導，由640所和上海飛機製造廠具體負責。1973年6月國務院、中央軍委聯合發布《國發[1973]77號》文件，明確大型客機的研製工作由上海市統一領導，並負責組織實施，技術業務由三機部負責歸口領導。確定以三機部、航空研究院、空軍來滬的600多名設計人員為基礎在上海組建大型客機設計院（即640所），具體負責運-10的研製工作。零批試制3架樣機、12台發動機；將空軍5703廠下放給上海市；同意海軍航空兵和5703廠共享大場機場，有關機場跑道延伸和總裝廠房等建設由上海市負責等。周恩來總理親自領導了運-10飛機的早期研製計劃，1973年有人提出買英國的VC-10客機專利進行試制，周總理在1974年2月批示：「同意不買這種專利，我們進口飛機品種已夠多了」，保證了自行研製運-10不受干擾。總共有來自中央各部委、軍隊及全國21個省、市、自治區的262個單位一同參與了運-10的研製工作。所需要的機床、軸承、大型鍛件、型材和板材，由一機部、冶金部安排。1974年5月國務院批准由民航總局調撥1架波音-707，試飛的機組和相應的地勤維護人員亦由民航總局負責配備 。 運-10的研製也打上了鮮明的時代烙印，在具體工作中，突出了那個時代極為流行的三個「三結合」，即「設計、製造、使用三結合」，「領導幹部、工程技術人員、工人三結合」，「產、學、研三結合」，實施研製、生產並行工程。在運-10項目上，確定了「自力更生、自主創新、『洋』為中用，發展國防科學技術」的路線 。
為了研製運-10，中國航空科技人員「解剖」了一架美國波音707飛機。他們還分析了歐洲的三叉戟和蘇聯的圖104。運-10的翼型最終採用的是英國的三叉戟尖峰翼型，這種翼型經過了164次復雜實驗，最後才定下來。發動機的安裝布局則借鑒了美國波音707的翼吊式 。
運-10的氣動設計吸收了來自英國的技術，結構設計和系統綜合則參考了來自美國波音707的技術。至1975年6月，運-10的設計圖紙全部完成，共發圖143,000標准頁，同在6月，仿製自美國普惠JT3D-7渦扇發動機的國產渦扇-8發動機在上海完成。1976年9月，運-10靜力試驗機製造完成。至1978年11月30日完成了全機靜力破壞試驗。1980年6月，運-10飛行試驗機（裝J
T3D發動機）製造完成。1980年8月，運-10飛機的操縱、液壓、燃油、電網路四大系統的模擬試驗全部完成。
運-10的機體製造和總裝經歷3個階段。1971～1973年為總體規劃階段，主要是參加總體設計方案論證，確定廠房布局、生產線改造和擴初設計，制訂研製工藝總方案。1973～1975年為生產准備階段，主要進行工藝審查，開展新工藝、新標准、新技術的試驗研究，編制各種工藝、管理文件共38931份，繪制模線，製造樣板，工裝設計、製造，以及發動機短艙和發動機吊掛的試生產等。1975～1979年為製造、裝配階段，全面投入飛機的製造、裝配、對接和總裝調試。
從1972年到1979年，先後進行了7次規模較大的設計質量復查，就運-10的結構疲勞、四大系統模擬試驗、風洞試驗數據修正和使用，LC-4材料、氣動外載荷等問題舉辦了7項專題討論會，這些措施對設計質量和安全起了重大作用 。
運-10運輸機1976年7月製造出第一架運-10用於靜力試驗。第二架使用的JT3D發動機（渦扇-8研製不順利）及部分飛行電子設備來自中國民航機隊中波音707的備件。1980年9月26日運-10首次試飛成功，在國內外引起強烈反響 。
運-10飛機首次試飛成功後，之後進行研製試飛和轉場試飛。先後飛抵北京、哈爾濱、烏魯木齊、鄭州、合肥、廣州、昆明、成都等國內主要城市，並七次飛抵拉薩。試飛證明運-10飛機性能符合設計要求。但是由於經費原因，研製工作難以繼續進行，1982年起運-10研製基本停頓。1986年財政部否決3000萬元人民幣研製費用預算，運-10飛機研製計劃徹底終止 。 運-10試飛分4個階段。1974～1979年為試飛准備階段，主要任務是確定試飛科目，提出測試參數和設備，研究試飛方法和駕駛技術。1979年～1980年10月16日為確保首次飛行階段，主要任務是確定首飛的技術程序和模擬首飛。1980年10月16日～1981年12月8日為調整試飛階段，駕駛員憑感覺評定飛行品質和系統功能，逐步擴大運-10速度、高度包線。1981年12月～1985年2月11日為研製試飛階段，主要任務是實施預定的試飛科目，並進行定量測試。在試飛中，運用同類機種的飛行模擬器B707-3J6C和民航第2402號波音707，對試飛方法、駕駛技術作了探索研究，並移植到運-10的試飛中，保證運-10穩妥、可靠、有效地試飛。
1980年9月26日，運10飛機在上海大場機場進行首次試飛。飛行時間上午9時37分～10時05分，起飛重量80噸，不收起落架和襟翼，飛行高度1350米，速度310～330公里/小時，繞場兩周後著陸，運-10首飛成功。與運-10同步研製的渦扇-8型發動機裝在波音-707上進行了飛行試驗，實現了中國在大型商用渦扇發動機上「零的突破」。
從1980年10月至1984年6月，運-10先後轉場試飛北京、合肥、哈爾濱、烏魯木齊、廣州、昆明、成都等地，7次成功飛抵西藏拉薩。
1981年12月8日，運-10首次轉場北京，做飛行表演。
1983年4月25日，運-10轉場試飛到哈爾濱，航程1840公里。1983年11月4日，運-10進行了最大起飛重量110噸，商載15噸，航程3680公里轉場烏魯木齊的長途試飛。1983年12月23日，運-10轉場廣州，為外貿公司運送了13噸出口商品。1983年12月29日，運-10從廣州轉場至海拔1900米的昆明，當時正值大雪天氣，運-10經受了氣候變化的嚴峻考驗。
1984年1月31日，運-10首次從成都飛到海拔3540米的拉薩市，此後又連續六次帶商載進藏 。 1980年代初，在運-10進行試飛測試各種相關數據的同時，提出了一系列運-10改型的設想。從軍民兩用和技術進步的角度對運-10進行改型。首先通過運-10的改型完善該機的技術性能；其次，通過對運-10的進一步開發，推動航空業在材料、工藝等性能上的全面進步；通過改型在技術水平不斷提高的同時，使開發技術能力不斷增長。運-10如改裝CFM56渦輪風扇發動機，將使燃油消耗率下降20%，提高經濟性，降低雜訊水平，可滿足FAR-36的第三階段雜訊標准要求。如果加長機身3.5米，則可提高裝運量，從而進一步提高經濟性。如在機身左前方開大口，則可改成客貨兩用機，也可用於軍用運輸。醞釀中的運-10改型機包括：客貨兩用干線飛機，貨運最大載重35-40噸，裝運12個集裝箱或載客189名；四發加長型民用干線客機，全經濟級234座；雙發中短程民用干線客機，全經濟級189座；軍用空中預警指揮機總體方案設計論證；軍用運輸機，軍用救護機。
運-10曾先後轉場北京、合肥、哈爾濱、烏魯木齊、廣州、昆明、成都，並7次飛抵西藏拉薩，是中國第一架飛越」世界屋脊「的自行設計的飛機。到1984年6月，共飛行107架次/155小時，最遠航程3600千米，最大速度930千米/小時，最大起飛重量110噸，最高飛行11000米，最長空中時間4小時49分，各項飛行試驗證明運-10飛機性能良好，可以在國內任何航線承擔必要的運輸任務 。 自1970年8月，運-10研製工作下達任務後開始，1972年審查通過飛機總體設計方案，1975年6月完成全部設計圖紙。由於當時的歷史條件，提出運-10設計任務時，主要是考慮作為首長專機，要求能「跨洋過海」，航程7000公里，致使飛機結構及載油重量增加，商載減少 。1970年代初，由於對中國實行經濟技術封鎖的狀況尚未改變，因而大量新材料、新成品、新標准均需自行研製。同時「四人幫」集團成員企圖以運-10飛機的研製作為政治資本，使研製工作受到干擾。
1976年7月製造出第一架運-10用於靜力試驗。第二架使用的JT3D發動機（渦扇-8研製不順利）及部分飛行電子設備來自中國民航機隊中波音707的備件。1980年9月26日運-10首次試飛成功，在國內外引起強烈反響 。運-10飛機首次試飛成功後，之後進行研製試飛和轉場試飛。先後飛抵北京、哈爾濱、烏魯木齊、鄭州、合肥、廣州、昆明、成都等國內主要城市，並七次飛抵拉薩。試飛證明運-10飛機性能符合設計要求。但是由於經費原因，研製工作難以繼續進行，1982年起運-10研製基本停頓。1986年財政部否決3000萬元人民幣研製費用預算，運-10飛機研製計劃徹底終止 。
運10飛機上飛機本體原材料100%國產化，包括所有的高強度鋼材，鋁合金板材、型材、大型鍛件，起落架完全國產，機載附件95%國產化 。
從1970年8月下達研製任務到1985年2月停飛，運-10的研製前後歷時14年，國家總投資5.38億元，其中研製費3.34億元，基本建設費1.75億元，上海市提供流動資金0.29億元 。
運-10研製的最後階段，中國開始整體國民經濟調整。鑒於當時中國根本沒有民機製造產業，飛機製造以軍用為主。為了保證最優先的軍機項目，運-10項目被擱置 。