CN106081126A - 仿生蜂窝状主动安全逃生舱嵌入航空飞行器的应用及设计 - Google Patents

Abstract

运用如下相关技术：嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱航空器主体机体再设计；嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱航空器主体机体内部空间布局设计；逃生舱嵌入式壳体及形状设计；嵌入式逃生舱对于飞行器整体载荷的影响分析；飞行气动载荷数据的整体分析及确定；逃生舱材料选取；逃生舱弹出方式分析及弹出装置设计；逃生舱起发动作逻辑设计；逃生舱内部空间结构分析；逃生舱空间降落主动安全设计；逃生舱脱离及脱离后对航空飞行器的飞行动力学影响简述；逃生舱主动求救系统设计。进行研究和制造出仿生蜂窝状主动安全逃生舱嵌入航空飞行器的应用及设计。

Description

仿生蜂窝状主动安全逃生舱嵌入航空飞行器的应用及设计

一、技术领域：

航空飞行器问世以来，就伴随着飞行事故。特别是近些年由于各种客观及人为因素的出现，导致了航空飞行器出现了各种各样的飞行重大事故。2013年、2014年、2015年的飞行事故频发，震惊了世界。传统航空飞行器是一种被动结构，一经设计、制造完成后，只能被动地接受环境的影响，不能在其使用过程中对其性能实施动态监控，也不能针对环境和突发变化做出适当的调整和反应。那么可以说具有嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱的航空飞行器是一种新型的智能结构。

其中：

1：航空工业已经从最初的可以离地几十米的短暂飞行发展到今天，已经有百年的历史。虽然维修技术的日新月异，但是仍然还是靠人工检修和维修。还是会或多或少的出现不可避免的盲点，这是显而易见的。就是有再完善的流程和再完善的高级维修机师，都无法避开这个盲点。

2：当今时代各国的航空飞行器规模越来越大，数量越来越多。加之航空飞行器的价值巨大，无法在短时间内进行更新换代。常常是使用很长的周期，有的达到超期飞行。也许整体飞行器可能是未超出使用寿命，但是无法保证每一个功能部件在不同的环境下、不同使用载荷下，都能够保证处于设计使用寿命或者使用有效期限内。

3：世界各国随着资源的竞争，距离的拉近。不可避免的产生各种矛盾。有的是人类社会属性所独有的政治体制的矛盾，有的是经济矛盾，有的是国土矛盾，有的则是历史文化的和宗教的冲突。同样在这些矛盾的不可调和下，产生了各种针对航空飞行器的恐怖威胁。

4：未来的航空飞行器飞行速度将会越来越快，可以进行音速巡航、超音速飞行、甚至于数倍于音速的超高速飞行。这就使得安全逃生技术更加的显得滞后。当航空飞行器已经发展到可以音速巡航，航空飞行器发动机发展到可以使用更高级的能源技术时，诸如：混合动力，氢动力，太阳能动力、等离子体、核动力、概念性反物质发动机推动力时。而航空飞行器甚至于还停留在使用嘴吹气的充气背心，双膝卷曲在座椅上的一些安全动作。这尤为让人类感觉航空飞行器主动式防护装置研发的紧迫性。

5：大型飞机公司已经开始提出更多概念性的航空飞行器设计理念。虽然是概念性。但是技术研发基本上已经是时间的问题，并不是无法攻克的技术。诸如：音速巡航，环保动力，透明飞机，高科技材料的应用，航空飞行器的外形再设计，超大型航空飞行器设计，亚轨道空间航空飞行器设计，全自动飞行控制系统。这些技术层出不穷，领域各不相同，但是唯一没有主动安全逃生舱设计技术及其应用的研发和推进。

二、背景技术：

第一：从航空业技术发展至今，早期根本没有任何防护安全设备。如果航空飞行器出现技术故障或者气象灾害、人为驾驶原因、战争、飞行航向偏航、油料耗尽、恐怖袭击诸多原因造成的飞行事故，只能机毁人亡。

发展到目前为止，仍然没有针对大型民用航空飞行器的主动式安全逃生装置。只有一些被动式的逃生装置，这些针对大型民用航空飞行器的逃生装置只是一些针对特定飞行阶段的被动式救护技术，根本谈不上是逃生装置。比如：应急氧气面罩、水上紧急充气救生衣、紧急迫降充气旋梯、应急逃生门、各种应急驾驶技术及操作流程、卫星电子导航、水上紧急迫降。其实现在所有应用的技术皆是依据飞机载体为主的安全逃生模式，并没有考虑以飞行乘客为主观意志的逃生模式。也就是说应该以飞行乘客为主的逃生模式才是最科学和最人性化的，也是最安全的。

第二：航空飞行器六点分析：

1：从客观存在的机体上；

目前全球的所有大型民用航空飞行器的发展趋势是大型化、智能化、宽体化、多功能化、超音速巡航化。那么机体的客观存在的空间是一个不可能转移的空间。只要民用航空飞行器开始飞行，那么在机体内部就必然形成一个闭环空间。无论逻辑上这架民用航空飞行器有多大的空间。理论上在飞行时也是一个封闭的空间。如果想在极短时间内进行任意客观存在的独立的空间分离。就必须有相应的分离装置。而且这个装置还能够在脱离后保证和维持客观生命实体持续生命状态。

2：从逻辑功能上；

从逻辑功能上，航空飞行器的作用就是用相对较短的时间将客观存在的任意实体按照主观人的意志将其运输到某个目的地空间区域。

除非科技发展到一定阶段，可以实现时空物质的转移。目前及相当长的未来时间内，都无法达到这种科技水平。也只有这一种技术方案可以使得两种客观存在的实体迅速分离，从而达到各自独立的状态完成客观生命实体将以主观意志为空间转移的要求。这种要求体现在两个可以迅速分离和迅速结合的独立功能装置上。

3：从机体区域上；

航空飞行器的主要区域是供给和维持生命体征的区域，这个区域综合了各种能够维持生命体征的功能设备。这些设备的功能都具有相对的独立性，在各个阶段也都具有独立性。但是在整个空间飞行阶段又具有功能上的相对关联性。

那么只有在极短时间内将相关联的功能分离出去，才可以保证客观生命体的生命特征持续维持。

4：从使用客观实体上；

功能上来说，民用航空飞行器、宇宙飞行器及军用飞行器，不管是什么飞行器，只要是搭载生命体征的飞行器都是进行运输的工具。那么并不是说只是单纯的给体格强壮，经过挑选的客观生命实体去使用的。

所以不管什么样的飞行器，最主要的价值是保障搭乘人员的生命，而不是飞行器这件机器。我们务必要分析清楚这个核心的关键点。现在的情况是，航空飞行器非常的昂贵，但是坐在里面的乘客的生命，却反而相对廉价。这是非常讽刺的。真正的航空事故死亡保险，从人性的角度去分析，没有哪个人会需要。

5：航空飞行器不同的飞行时态、飞行时间；

航空飞行器的飞行状态是不一样的。分为：航空飞行器返回检修态、初始起飞态、起飞爬升态、飞行巡航态、降落减速态和乘用物资及人员登机、下机态，共六种状态。通过逻辑时态分析，只有初始起飞态，起飞爬升态，飞行巡航态，降落减速态，这四种飞行动作时态，是需要进行主动安全逃生舱救护的。

初始起飞态：飞行动作特点，距离地面较低，刚刚与机场飞行塔台进行过排序飞行申请。允许申请，得到飞行控制指令。已经进行了全面的航空飞行器返回检修态动作操作。处于这个时态的飞行救护，主动安全逃生舱完全可以实施主动救护。民用航空飞行器与地面垂直距离较低，依靠飞行机师的飞行经验和与地面塔台的沟通即可完成滑翔和紧急制动动作。如果有了主动安全逃生舱设计可以交由飞行器机师做最终判断是否做出终端脱离操作。也就是全部逃生舱脱离动作。诸如：初始起飞态受到了地面主动武装攻击，制导导弹，激光武器，电磁脉冲武器，动能武器，机舱内爆炸装置威胁，发动机失火，发动机停车，发动机被异物冲击之类，失去动力后处于危险高度急坠的处置，这些突发状况都可以由机师和乘客采取主动安全逃生舱脱离机体操作。

起飞爬升态：处于初始起飞态与飞行巡航态的过渡阶段。这个阶段的飞行状态是盘旋上升的状态。或遇到各种不确定气象条件。受地面轻型武器的攻击毁损可能性较小。此时爬升速度快，距离地面高度显著提升。这个阶段受危险程度较小。同样可以授权飞行器机师做最终判断主动安全逃生舱是否做出终端脱离操作。

飞行巡航态：处于此巡航状态的飞行器已经基本稳定，各项数据参数都保持稳定状态。飞机可由人工驾驶操作改为电子计算机自动巡航状态。基本无需人为干预。距离地面高度极高，甚至于可以达到10000米以上的高度。在此状态下，遇到任何直接威胁飞行的情况，都可以采取主动安全逃生操作。

降落减速态：此状态是整个飞行过程中最危险的阶段之一。飞行器下行飞行速度快，飞行器机师操作分解动作较多，注意力集中。但是同样做出终端救护动作时，毫无影响。因为主动安全逃生舱是乘用人员的最终操作动作。只要发现危胁乘客飞行安全和生命的任何情况都可以采取此动作，立刻进行机体与安全逃生舱的分离。

6：航空飞行器不同的飞行气象条件；

这个因素较为复杂，无法进行量化计算。但是依据目前的科学技术可以进行气象预报分析。无论航空飞行器处于何种飞行气象条件还是何种飞行地形条件，当遇到紧急危险情况时都必须进行紧急安全措施。同样的只有进行机体与主动安全逃生舱的瞬间脱离，才可以使得具有生命体征的客观生命实体存活下来。目前的技术条件下没有第二种选择。甚至于未来几百年以内都是此种安全方式是最有效的。

第三：航空飞行器电子技术，航空飞行器材料技术，航空飞行器发动机技术，航空飞行器配套服务设施都有了非常巨大的发展。但是目前航空飞行器的安全防护救生技术还是停留在被动安全防护的防护模式，基本上没有任何进展。2014年发生了非常多的空难事故。一旦采用主动安全逃生舱技术，必然会将空难死亡率降到最低。甚至于零死亡。除非是受到军事武器的瞬间攻击，使得航空飞行器在空间中爆炸解体。

第四：当今航空飞行器所带来交通运输、旅游、持续推动了世界各地的经济发展，人文交流，大大推动了社会的进步。但是与此同时也带来了一次又一次航空空难的发生。而且越来越密集，越来越重大的灾害，死亡人数不断攀升。

三、发明内容：

主动安全逃生舱航空器主体机体再设计；

现代飞机的机身结构是由纵向元件(沿机身纵轴方向)长桁、桁梁和垂直于机身的横向元件隔框以及蒙皮组合而成。机身蒙皮、隔框、横梁、纵梁及滑轨、地板块、长桁、设计的货舱地板下隔板加强段。同样应用安全逃生舱的主机体制造仍然可以沿用传统技术，但是主机体结构设计需要在制造技术的基础上进行创新。

(1)隔框

隔框分为普通框和加强框两大类。普通框用来维持机身的截面形状。一般沿机身周边空气压力为对称分布，此时空气动力在框上自身平衡，不再传到机身别的结构去。

普通框设计成环形框，当机身为圆截面时，普通框的内力为环向拉应力。当机身截面有局部接近平直段时，则普通框内就会产生弯曲内力。此时，普通框还受到因机身弯曲变形引起的分布压力。分布压力是自身平衡的力系。普通框还对蒙皮和长桁起支持作用，隔框间距影响长桁的总体稳定性。加强框除了上述作用外，其主要功用是将装载的质量力和其他部件上的载荷经接头传到机身结构上的质量力加以扩散，然后以剪流的形式传给蒙皮。所以说如果按照仿生蜂窝状机体结构，那么各个相对独立的蜂窝状逃生舱是可以按照这样的设计技术建造，并且整体组装后，同样是起到相应隔框的作用。

(2)长桁与桁梁

长桁作为机身结构的纵向构件，在桁条式机身中主要用以承受机身弯曲时产生的轴力。另外长桁对蒙皮有支持作用，它提高了蒙皮的受压、受剪失稳临界应力。其次它承受部分作用在蒙皮的气动力并传给隔框。桁梁的作用与长桁相似，只是截面积比长桁大。

(3)蒙皮

机身蒙皮在构造上的功用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑，所以它承受局部空气动力，它承受面内的剪力和绕飞机航向的扭矩。同时和长桁一起组成壁板承受两个平面内 弯矩引起的轴力，只是随构造型式的不同，机身承弯时它的作用大小也不同。智能蒙皮：采用轻质高韧性材料，能够在机翼变形过程中，保持结构完整性和表面光滑，在气动力作用下没有屈曲或凹凸变形，而且在长时间的服役中，不会产生疲劳问题。摆脱传统的桁条--壁板结构形式，转而采用以碳纤维复合材料杆系构件作为承力部件的整体桁架结构，充分发挥碳纤维超强的轴向强度，并以杆系受力避免横向承担过大载荷，提高结构的承载效率，有效降低机身结构重量。

当今的航空飞行器壳体都是采用多层复合体结构。所以整个机体的设计都是采用整体设计制造的。在制造之前所有的壳体设计都已经进行过多次的电子计算机的模拟设计。那么在运用嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱航空器设计思想时，只是将整体的机体进行了局部空间分解。在制造技术上可以完全相同。

在设计时就要对各机体结构单元的载荷进行定量和定性分析：

垂直载荷的传递：

加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮(尤其是两侧蒙皮)抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。

由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。

在连接机翼的主要接头处，机身横截面上承受的剪力最大，因而这个部位的蒙皮较厚。当加强隔框受到不对称垂直集中载荷作用时，可以把不对称集中载荷分解为对称部分和反对称部分。反对称集中载荷部分相当于作用在加强隔框上一个扭矩。加强隔框沿周缘的铆钉把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。

当加强隔框受到相对机身轴线不对称垂直集中载荷作用时，隔框周缘同时产生两个剪流，周缘各处总剪流的大小就等于这两个剪流的代数和。

水平载荷的传递：

作用于加强隔框的水平载荷通常是不对称的，它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力(即对机身的剪力)和一个对隔框中心的力矩(即对机身的扭矩)加强隔框传递作用于中心处的力的情况与传递垂直载荷相似。它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。

加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转，制造上采用整体板成型设计制造的，虽然可能在加工制造工艺上具有先进性，但是却并不会让受力的各种力矩消失。这样继续回到力学分析，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。

加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力的剪流和平衡力矩的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，假设航空飞行器分段部分固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载荷时，隔框下部的受力比上部大，所以这种隔框的下部通常做得较强。

应力集中的影响：

当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大。这种应力局部增大的现象，称为应力集 中。

应力集中对静强度的影响程度与材料的性质有关，对脆性材料的影响较大，对塑性较好的材料影响较小。这是因为对于塑性较好的材料，在静载荷作用下，破坏前构件内的应力已趋于均匀化。

应力集中对疲劳强度有着重大的影响，它会使疲劳强度大大降低。冷作硬化和残余应力对疲劳强度有相当大的影响。零构件表面有一层均匀的残余应力对疲劳强度是有利的，但若这种残余应力分布很不均匀，情况就不一样了。反之，如果零构件表面的残余应力是拉应力，则会降低疲劳强度。金属材料的热处理方法及工艺过程对材料的静强度及其它机械性能有明显影响，同样对材料的疲劳强度也会有明显影响。航空飞行器结构在生产装配过程中，很多工艺因素会影响结构的疲劳强度。如：过度的强迫装配会影响疲劳强度、噪声环境对结构的疲劳强度也有影响、由于大功率喷气发动机的作用，使靠近喷口附近部位的飞机结构因受到高声强噪音的激励而产生振动，产生所谓的“声疲劳”。这些都是影响整体安全逃生舱结构和机体结构的因素。

在这里还有三种载荷：突加荷载，矩形脉冲荷载，爆炸冲击荷载。

以上三种载荷基本都可以简化为三角形脉冲荷载，求解方法：

荷载作用阶段：杜哈梅积分求响应并求解。

荷载作用结束后：由初始条件做自由振动。对于各种冲击荷载形式，很容易画出动力放大系数与作用时间周期比(脉冲长度比)的函数曲线，这些曲线称为冲击荷载的位移反应谱或简称反应谱。

主体机体再设计，遵循以下三点空间切面设计准则：

无论机体设计为何种几何体。理论上有三种切面：水平切面，垂直切面，左右横剖面。

水平切面：将任意几何体分为空间上下两个部分，与人体在空间中的生命存在形式相同。也与重力的方向相同。同时航空飞行器的飞行模式也是以水平找准，重力垂直向下的方式飞行的。而且此飞行状态是标准飞行状态。做为具有生命形态的人类，此种三维空间中的运动模式最为舒适。也就是说逃生舱可以以水平切面的重力垂直方向向下脱离主机体。

垂直切面：垂直切面是相对于水平切面的一种表述，事实上人类活动的三维空间仅仅是一种坐标参照系。实际上在无参照物和真空漆黑的空间中理论上是无法划分坐标系的。在没有实体坐标参考物的情况下，诸如空间中确定上下左右是毫无意义，也是非常困难的。那么针对于人类活动的具有万有引力的空间。垂直切面也同样符合人体在空间中的生命存在形式环境相同。可以在不影响人体生存活动的情况下，将主体机体进行垂直水平切面。这样也就是说逃生舱可以在重力垂直方向上的水平方向脱离，然后在重力的作用下垂直降落。

左右横剖面：该剖面分切就将航空飞行器主体与飞行方向形成了交叉垂直。也就是说，理论上逃生舱不可能逆着飞行方向设计。这在实现的技术上非常困难，而且在实际应用中也不可靠，不经济。与飞行方向平行的向后方逃生舱脱离，理论上可行。但是考虑到目前技术条件下大多是喷气式发动机原理推进航空飞行器。所以不安全因素占据主导。也不建议采用。

综合分析后得出如下结论：

水平切面上下脱离模式；垂直切面左右脱离模式；左右横剖面前后脱离模式。前脱离模式否定，后脱离模式不安全。由此得出只有水平切面脱离模式和垂直切面脱离模式是航空飞行器主体机体再设计的理论设计核心。从而进行第二步骤的延伸设计——壳体和逃生舱设计。

壳体分离设计分两种：

1：水平切面上下脱离模式壳体和逃生舱设计：

此基础设计可以基本无需考虑航空飞行器主体机体的结构设计。当今的航空飞行器主体机体沿袭近百年的结构设计。大多是水平横向类纺锤体或者类长圆柱状体。少量符合空气动力学的流线型设计，大多也都是在水平横向类纺锤体或者类长圆柱状体的基础上进行延伸再设计。

安全逃生舱理论上以仿生蜂窝状的结构嵌入在飞行器主机体上，安全逃生舱设计成多边 形柱状，类圆柱状，上半部分圆柱状、下半部分椭圆状的不规则椭球状，纵向类长条状以及根据设计功能进行任意可以想象的组合体。由这个组合体来组成一架完整的航空飞行器。且航空飞行器主动逃生舱的外形结构设计都可以依据主机体的设计进行统一创新制造的。

在脱离模式上需要考虑，上下水平切面脱离虽然理论上是最为可行的。但是那只是假设航空飞行器在水平飞行时，毫无任何危险，未做各种大机动飞行动作，这时的水平切面脱离是简单的上下制动动作。但是实际上航空飞行器常常是遇到各种危险情况时发生的紧急处理飞行动作。比如：“超速”、“脱速”、“发动机异物运转”、“发动机无燃料”、“发动机爆炸遇燃”、“航空飞行器自由落体”、“航空飞行器遇到复杂恶劣天气现象”、“航空飞行器遇到内部、外部恐怖主义或者战争武器威胁”。这时的飞机都是无法正常水平飞行的。都是有可能在空间做出大机动飞行动作的。所以安全逃生舱必须设置有液压弹出装置。这样安全逃生舱就起到了可以进行紧急“起停”动作。可以在任意危险紧急状况迅速脱离航空飞行器主体。达到紧急逃生的作用。

飞行器壳体采用多功能复合材料进行制造。壳体在相应逃生舱的空间预留处进行逃生舱弹射口设计。弹射口基本是圆形或者椭圆形。因为此种弹射口形状设计是安全性最高，可靠性最高的。在弹射过程中会出现发射阶段舱体和弹射口壁的摩擦力，此摩擦力会受到弹射口形状的影响较大。假设是三角形或者其余几何结构体，都无法保证各个接触面的摩擦力的等效性。其次，逃生舱和弹射口接口处的复合材料衔接部分的内应力在这种形状设计下是几乎等同的。这样就不会出现内应力的不同，由于材料特性的不同造成逃生舱和弹射口出现无法分离的状况。最典型的应用就是核潜艇和常规潜艇发射潜射核弹发射口和常规鱼雷的发射口。也可以采取非弹射口的弹射的安全逃生舱，比如整体嵌入式的或者整体安全逃生舱就是航空飞行器的一部分。

同时，还可以采用逃生舱的容纳舱设计。也就是只要打开容纳舱就可以将逃生舱完全置之于开放空间中，然后液压弹射装置就可以将逃生舱弹射出。当然不同的设计具有不同的优缺点。这种设计就犹如重型轰炸机的远程投弹。只要打开投弹舱，“炸弹”就可以被投出。也可以设计成将逃生舱与逃生舱之间，逃生舱和航空飞行器主体内部机体壁之间不接触，空间分离式设计。此种设计其实也就是容纳舱设计的一种变形设计。空间分离式设计最主要的特点就是航空飞行器的机体必须能够准确的设计出内部空间的结构布局，不受周围其它结构的影响。这样主要连接构件，液压式弹射系统在未弹射状态时候起到连接的作用。形如蜂窝的一个一个蜂房中被“悬挂”着的蜂卵。这样安全逃生舱与飞行器主体只需要通过液压弹射系统连接。减少了安全逃生舱与主机体的结构件连接，也就是说越少的连接结构件越能提高系统的稳定性和可靠性。因为整个安全逃生舱的设计都是本着越简单越实用的原则来进行设计的。

2：垂直切面左右脱离模式壳体和逃生舱设计：

垂直切面左右脱离模式同样也是采用仿生类蜂窝状将逃生舱嵌入到飞行器主体中。在遇到各种危险情况时发生的各种紧急处理飞行动作需要设置有液压弹出装置。以便安全逃生舱可以进行紧急“起停”动作。可以在任意危险紧急状况迅速脱离航空飞行器主体。

垂直切面与水平切面最大的不同就是液压弹出装置的设计不同，设计的弹出方向不同。垂直切面可以设计成轨道式弹出系统。相对于液压弹出式连接系统的模式。在垂直切面左右脱离模式下无法只通过液压弹出系统进行连接悬挂。因为弹射口是左右设计的。所以轨道式与液压弹射连接是具有相近的设计原理的。轨道式可以使得安全逃生舱尽可能的减少连接结构件，从而提高弹出逃生舱系统功能的可靠性和稳定性。

关于逃生舱弹出系统的设计原则就是：机械构件越精简、越简单则可靠性越高，控制系统电子器件越精简、越简单越稳定性越高。此基础设计则需较多的考虑航空飞行器的空气动力学主机体设计。因为是垂直切面左右脱离模式，那么安全逃生舱是设计在主机体的左右两侧的。左右两侧又较多的集中了飞行器的舱门，机翼，航空发动机这些重要设备功能单元。为了尽可能的减少弹射功能对于飞行器的舱门，机翼，航空发动机这些重要设备功能单元的 影响，那么弹射口就需要较多的合理化精简。但是一旦精简，就会造成逃生舱承载的逃生人员过多。逃生舱的设计难度加大，与之对应的就是逃生舱的各项安全防护设计功能也需要更高的设计要求。特别是当逃生舱重量加大后，逃生舱顶部的减速伞和底部的主动防撞气囊设计的要求标准更高。无疑使得成本加大。逃生舱的防护可靠性呈线性比例下降。

航空飞行器壳体可以根据水平切面或者垂直切面的不同模式进行弹射口开口设计。

综上分析：水平切面上下脱离模式壳体和相对应的安全逃生舱设计是最优化的设计方案。

嵌入式蜂窝状主动安全逃生舱及航空飞行器主体机体内部空间布局设计；

当所有的逃生舱是嵌入到航空飞行器的机体腹部。也就是采取水平切面上下脱离模式壳体时。那么所有的逃生舱犹如“蜂窝”一样并排嵌入到机腹部。从航空飞行器头部开始，所有的内部嵌入容纳舱预留空间都是左右对称的。容纳舱左右之间的空间正好是飞行器内舱过道。完全与现在的飞行器设计毫无本质区别。机体内部的逃生舱与容纳舱左右之间有屏蔽安全门和逃生舱壳体，前后之间也同样具有这些功能。将每一个逃生舱分隔在一个相对独立的空间中。单独看各个逃生舱是独立的，但是从整个航空飞行器主体看所有逃生舱，容纳舱又都组成了一个有机整体。

当没有飞行应急处理状况时，容纳舱屏蔽门，逃生舱屏蔽门都是可以随着人体的移动而自然开起的。而且都是自动感应门。一旦出现紧急状况时就可以手动或者半自动的人为干预关闭这些舱体的屏蔽门。从而达到简单的从机体内部就将诸如恐怖威胁之类的危险进行最有效的空间隔离排除。如果危险状态持续扩大达到无法控制的局面，航空飞行器机长就可以进行紧急告知，所有逃生舱紧急制动采取安全脱离准备直至脱离飞行器机体，从而达到安全逃生的目的。

全部逃生舱和容纳舱做到纵向轴对称和水平轴对称。这样空间利用率高。逃生舱、容纳舱和航空飞行器机体主舱将机体内部分成三个部分，区域1为逃生舱和容纳舱之间的很小的不接触空间。这个空间具有容纳逃生舱的作用和逃生舱弹出时的零摩擦力作用。区域2为逃生舱内部空间，可以容纳若干乘机人员。这里是乘机的舒适空间。具有独立的生命保障系统。区域3被容纳舱分割后的主机体舱空间，这个空间被分割后相对狭小。但是其主要功能仍然没有受到任何影响。供餐服务功能，不同区域通行功能，个人卫生服务功能，机舱乘务员检查巡视功能，上下机通行功能，主机舱空气循环功能，大机体承载功能。

主机体内舱在加入了嵌入式逃生舱后，除了机体壳体设计需要重再造外，其余功能区域设备可以依据具体要求进行保留并且基本没有什么变化。

而且采用仿生类蜂窝状安全逃生舱也就是采用了内部仿生类蜂窝状结构支撑设计。对于整个大机体的机械载荷有着更加有力的结构支撑。在此之前的所有航空飞行器几乎主机体中间都是中空的。

形象的比喻就是规则状的“蜂窝”。主机体除了所有的容纳舱、逃生舱外，其余的机舱空服人员的空间、飞行器机头空间和机尾空间仍然保留。诸如：尾部的配餐操作间，洗手间，机舱通道，机舱前部过道，机舱前部协助飞行控制区域和通行区域。飞行器通用设计的货物仓储运输功能仍然保留，也可以单纯的扩大载客的目的从而减小仓储功能区，运输托运的货物改为航空飞行器的上半部分装载或者后半部分装载。这在机体设计上及技术实现上毫无困难。并且不影响飞行。

未来对于特大型，中大型航空飞行器乘客层出现双层或者多层的逃生舱和容纳舱设计可以采用共同容纳舱弹射或者采用垂直切面左右脱离模式。关于内部的空间布局其实并不是核心问题。核心问题是采用了蜂窝状逃生舱，在出现紧急危险状况时的客户采用何种维度设计模式立刻脱离主飞行器机体。由此的基础设计思想，无论未来的飞行器是采取何种几何构造，不外乎三种空间维度的脱离模式。而脱离模式也不外乎嵌入式脱离，共轨弹射容纳舱脱离，部分功能区分解脱离。

有且仅有这四种脱离模式。

嵌入式脱离：内部空间布局就是类似于仿生原理的“蜂窝状”嵌入，理论上可以是任意 方向，任意平面，任意角度，任意形状的嵌入。

共轨弹射容纳舱脱离：内部空间可以是纵坐标或者横坐标对称的设计。跟外部机体设计毫无关系。只要弹射轨道是嵌入到内部的。弹射时一个挨着一个。并且内部容纳舱是分层结构的，各个层面又是独立的功能区域。

部分功能区分解脱离：逻辑上就是飞行器各个不同区域解体，这种不是破坏性解体。而是各个独立功能模块自成一体进行分解脱离。但是此种可能涉及区域过大过重。不能够单独的救护单个人体。这种分解脱离理论上也就没有内部空间设计。事实上模块脱离，其内部空间也就是相应的功能区域并没有任何变化。仅仅单纯需求脱离航空飞行器主机体而已。

连接式脱离：安全逃生舱是连接在航空飞行器外部的。只要一旦命令要求即可随时分离。

逃生舱嵌入式壳体及形状设计；

逃生舱内衬材料选取上几乎可以按照主机舱内衬壳体相同的材料选取。这样在设计制造上完全可以按照一体式成型模具技术制造甚至于采用3D打印技术实现。逃生舱壳体可以设计成底部是大曲面弧形，犹如“不倒翁”形状，但是逃生舱壳体上半部分则采取不规则圆柱状或者椭圆状。靠近主机体机舱部分采取稍微有些弧度的平面屏蔽门，这种设计可以尽可能的扩大主机舱内部的空间利用率。

以上是水平切面上下脱离模式壳体设计。但是如果采取垂直切面左右脱离模式壳体和逃生舱设计，那么嵌入式逃生舱壳体就不是类似“不倒翁”的形状。设计准则都是逃生舱壳体靠近飞行器外壁壳体的部分可以与之无缝对接，也可以圆形或者椭圆形突出。但是无论是圆形还是椭圆形突出，逃生舱的主机体内部壳体外形都是以强调内部空间极大利用率和乘用人员舒适为主。可以是沿着弧形主机舱壁一直延伸到机舱通道的靠近本侧的通道边缘线。边缘线是垂直屏蔽门，然后这样的一个封闭空间可以独立分割为一个逃生舱的容纳舱。逃生舱横剖面积只要不大于弹射口的横剖面积，理论上任意逃生舱几何体构造都是可以弹射出的，也是可以定型制造的。

随着数控加工、数字化技术、大型毛坯制造和成形工艺的发展、3D打印技术、激光加工技术、新材料新科技的应用，飞机结构越来越多地采用整体结构件(如整体壁板、整体梁、整体桁条)。整体结构件有较轻的重量，并能满足结构设计中某些特殊载荷和应力要求。诸如空间的合理应用、整体油箱密封；

设计制造工程算法：

机身壁板制造工程算法：主要研究了整体壁板在轴压、剪切状态下的工程算法。轴压采用与试验值相吻合的“Johnson法”，剪切采用“张力场分析方法”；

轴压许用值算法：在轴压壁板许用值计算中，作了如下假设和简化：壁板两端的支持系数取理论值C＝2和实测值C＝1.6。并认为桁框仅起维持壁板形状的作用，对承载无作用；

在此说明Johnson-Euler法，桁条的压缩破坏应力可以用Johnson-Euler方程计算公式：

式中：σ——屈曲临界应力；σ_f——型材压损应力；E_C——受压弹性模量；L′——长桁有效长度；C——支持系数；ρ——长桁及有效宽度蒙皮构成的组合剖面的回转半径；

用板元法计算型材压损应力σ_f；其中型材压损应力σ_f；

可以用板元法计算，计算步骤如：(1)把型材剖面划分为若干个板元；(2)依据实验数据值计算各板元的压损应力；(3)按公式计算整个剖面的压损应力σ_f；

整个剖面的压损应力σ_f计算公式：

式中：b_i——第i个板元的宽度；δ_i——第i个板元的厚度；δ_fi——第i个板元的压损应力，截止值取δ＝0.2；

逃生舱嵌入式壳体融合式内外层结构受力分析：

针对融合式内外层结构提出静定结构和静不定结构，共三种连接方案。采用有限元分析方法对其进行静力分析。重复使用航空飞行器代表未来航天运载技术的发展方向，安全逃生舱又将是此种航空飞行器的未来必备技术。

方案一：这种轴向静定连接方式，发动机推力通过推力销传递到机身大梁上并继续向前扩散，贮箱结构不承担发动机推力的传递，只承受自身的惯性载荷推力，主要由机身承担。由于贮箱为压力式容器，其结构主要依据内压进行设计。若贮箱不能承担发动机推力的传递那么贮箱结构将得不到充分利用。这是已经经过验证的理论，那么按照同样验证方式和计算安全逃生舱也适用于此种分析。

方案二：也为轴向静定结构，三个连接面分别位于机身的后段中段和前段。连接方式分别为活动铰接固定铰接。简称铰-铰-固。通过方案二的这种轴向静定连接方式发动机推力通过后连接面传递到贮箱箱体上抵消贮箱自身的惯性力，并继续向前扩散通过前连接面的固定铰接传递到机身上，推力主要由内层贮箱箱体来承担。若外层机身不能承担发动机推力的传递，那么其结构将得不到充分利用。上述两种连接方案均为静定结构，其优点是结构简单，容易布置但不能同时充分利用内外层结构。

方案三：为轴向静不定结构，三个连接面分别位于机身的后段中段和前段连接。方式分别为固定铰接活动铰接固定铰接。简称固-铰-固，通过方案三的这种静不定连接方式，发动机推力由机身和贮箱共同承担，所承受力的大小与结构本身的受力特性及结构刚度有关。虽然这种连接方式相对复杂，连接接头的重量也略有增加并且限制了贮箱轴向的伸缩变形，但是综合考虑这种连接方式更加安全可靠。

三种连接方案简化模型的有限元分析；

1：有限元简化模型的建立

依据有限元建模标准，建立简化的内外层及连接结构的有限元模型。

简化双层结构的有限元模型。该简化的双层结构的内外层均为厚壁筒结构，厚度按照设计要求。外层相当于机身结构，材料为铝合金2024-T3(或者任意备选高科技材料)。内层相当于机身内部的贮箱材料，为铝合金2195。内外层采用接头连接布置在三个连接面上。载荷及位移约束加在前部约束三个方向，推力大小恒定施加位置及过载方向为推力除以总质量方向与推力方向相反。

采用有限元方法对三种连接方案进行静力分析。有限元前处理及后处理采用Msc.Partran求解器，采用Msc.Nastran结构模型和有限元模型且用统一的坐标系即机体坐标系计算，是以满足强度为设计约束的内外层结构受力特性分析。可以看出轴向静不定结构，固-铰-固相应截面的合轴力与对应的轴向静定结构固-铰-铰；铰-铰-固是一致的。表明计算结果是正确的。

方案一主要由外层机身结构承受轴向载荷，方案二主要由内层贮箱箱体承受轴向载荷。方案一和方案二均不能充分利用内外层结构使其发挥最大作用。方案三内外层传力比例明显比前两种方案均衡，虽然方案三接头总重量比方案一、方案二增大。但是采用方案三即轴向静不定结构固-铰-固，可以充分利用内层贮箱结构的轴向承载能力最大限度地发挥内层贮箱的作用来承受更大的轴向推力载荷。对于减轻外层机身结构重量大有优势，同时静不定结构是一种有余度的结构可以提高连接的可靠性，保证系统安全工作。

内外层结构的传力比例与厚度有关。可以看出不论是哪种连接方案，增大内层贮箱的厚度，内层贮箱的结构受载都有所增加。在其他条件不变的情况下，随着筒壁厚度的增加，结构的拉压刚度增加。其承受拉压载荷的能力也随之增加，受载也会增加。

嵌入式逃生舱的弹射不确定性对于飞行器整体载荷及飞行稳定的影响分析；

当航空飞行器处于正常飞行状态时。几乎不会出现各种极限飞行状态。但是一旦出现危险、紧急飞行情况时。就会出现各种飞行速度、高度跨度大、变化大、飞行动力学特性复杂的情况。那么为了能够进行复杂的计算描述。就必须建立考虑弹性及推进影响的纵向模型。要将模型设计成具有非线性、强耦合及不确定性的特点。

危险紧急制动状况下的高速瞬时飞行会受到包括高温效应、粘性效应、强弱真实气体效应影响。其特殊而复杂的飞行环境导致了航空飞行器气动特性和气热特性的剧烈变化，紧急制动危险飞行态缺乏实验数据和实际的拟态数据。现实中更加无法进行仿真模拟。因为几乎可以说任何一种紧急制动危险飞行态都是不一样的。无法找出其可能的相似性且更无规律性可言。所以在数学模型仿真研究对象的建立中存在各种复杂的不确定性，同时还包含了外部飞行环境的扰动，为了抑制这种强不确定性，就必须为紧急制动危险飞行态设计具有强鲁棒控制性能的控制器。因为只有这样才可以让航空飞行器尽可能的稳定飞行，使得安全逃生舱以有效姿态进行弹射，达到紧急主动救援的作用。

现代航空飞行器的气动弹性效应，已成为飞行器动力学分析与控制系统设计中不可忽略的因素。同传统的刚体飞行力学的重要区别之一，就是飞行器动力学模型中应当包括受气动载荷作用下的弹性变形自由度，它与航空飞行器视为绝对刚体的质心运动所发生的相互耦合。

当安全逃生舱作为自动控制对象时。保证安全逃生舱的有效控制和该控制装置与其他一切飞行系统控制装置的联动协调控制则是非常的重要。而在飞行状态时各种自控装置必然与弹性振动发生耦台。一方面，现代航空飞行器的普遍特征之一，就是具有较宽的弹性振动频带。控制易于激励弹性自由度的运动；另一方面，反馈系统受到弹性变形运动的干涉，观测元件不仅敏感于飞行器及安全逃生舱的控制系统受扰动后的运动参数变化。同时也将结构变形作为附加反馈信号引入回路中，即是伺服气动弹性问题。无论是气动弹性耦合，还是结构挠性与控制系统的耦合，最终都体现为刚体运动，弹性自由度运动和控制面运动之间的相互耦合。那么依据这个理论只有在进行详细的耦合定量分析后，才可以既能够保障稳定的飞行状态，又能够确定安全逃生舱的设计和制造技术是具有实际可行性的。从而为各种控制系统的联动协调控制提供理论基础。

以安全逃生舱为控制对象的航空飞行器耦合特性分析：

当航空飞行器的某个功能部件(如：安全逃生舱)或者飞行器整体被做为研究对象时，由于控制回路的参与。使得系统的运动耦合特性更加复杂。原因是由信号观测及信令反馈导致的。

定量分析方程：

设控制系统的观测值Y为：

动态补偿器方程为：

U(s)＝F(s)y(s)+u_x(s)＝F₁(s)/F₂(s)*y(s)+u_x(s)

u_x为控制指令信号；F₂(s)为一般多项式。与方程如下可得闭环系统矩阵方程为：

把左端系统矩阵写成分块形式为：T＝[T₁₁T₁₂][T₂₁T₂₂]

T₁₁表示受控对象——航空飞行器的动力学模型；T₁₂表示控制矩阵；

T₂₁表示观测矩阵；T₂₂表示动态补偿器模型；

按照T展开可得较小维数的返回差矩阵：

R＝1-T₂₂倒数求导*T₂₁*T₁₁倒数求导*T₁₂

如果弹性飞行器或者被研究飞行功能体开环稳定，那么闭环稳定的充分必要条件是：

Enc det R＝0

同样，奇异值不等式：δ[1-R]＜1；特别的，当为单输入或单输出控制时，可以把补偿器方程和观测方程合并为一个维数为1的控制器方程。

同时，当有控制系统参与时，刚体运动与弹性振动的耦合通过方程计算可得到稳定准则与耦合特性的频率特性。所以利用多变量系统的系统矩阵和返回差矩阵研究弹性航空飞行器各种参数变量下的稳定性和耦合性数据，将会是成功设计制造安全逃生舱的较好数学工具。此不需建立系统的精确数学模型，即可完成系统的解耦，使各载荷通道均能实现准确的动态跟踪。

神经网络解耦控制算法

假设耦合系统为两个通道，神经网络解耦控制器采用具有一个隐含层的双输人双输出网络。隐含层及输出层神经元转移函数均取为单极性SIGMIOD函数：

$F\left(x\right)=\frac{1}{1+e^{-x}}$

采用含有动量项的梯度算法来调整权值，权值迭代公式为：

式中：αΔw(n-1)是动量项，作用是加快网络的收敛速度；常数η∈(0，1)，则表示相关学习系数。确定权值后，BP神经网络学习算法被提出，此算法包括正向学习和反向传播两个过程，具体算法如下：

正向学习过程算法：

1)输入层：输入层第i个神经元的输出值u_i＝x_i i＝1，2；式中：x_i为输入层第i个单元的输出值。

2)隐含层：隐含层第j个单元的输出值v_j为

j＝1，2，3；式中：w_ij是输入层第i个单元到隐含层第j个单元的权值。

3)输出层：输出层第K个神经元输出值y_k为：

k＝1，2；式中的ω′_jk是隐含层第j个单元到输出层第k个单元的权值。这里y_k既是神经网络输出层的输出值又是协调加载系统的控制输入值。反向传播过程：

1)隐含层到输出层权值的调整；

迭代公式为：

ω′_jk(n)＝ω′_jk(n-1)+Δω′_jk(n)

其中：

由于协调加载系统的精确数学模型难以建立，故上式中项不能直接求取，因此采用符号函数来替代并代入此式

得：

2)输入层到隐含层的权值调整；

输入层到隐含层权值迭代公式为：

w_ij(n)＝w_ij(n-1)+Δw_ij(n)；

其中：

用符号函数替代上式中的则有：

通过迭代计算出权值w_ij，w′_jk，然后再代入相应关联函数式，即可得出协调加载系统解耦控制输入值y₁和y₂。在不同加载通道的动态跟踪过程中，会产生通道之间加载力的耦合现象。应用神经网络解耦控制方法，对各通道采集到的信号实施解耦，用计算机控制电液伺服阀实时调节作动器的加载力矩，各加载通道按照不同的设定曲线实施动态跟踪。

飞行气动载荷数据的整体分析及确定：

航空飞行器设计中，风洞测试和理论计算是最有效的得到飞行器整体载荷及各项飞行参数的方法。但是这些数据还是需要进行必要的验证和测试的。可以将航空飞行器做为整体测试或者测试某个部件切面上的弯、扭矩和剪力，从而确定作用在其上的气动载荷以及各项飞行参数分布。

工程计算推导已知条件：(1)已知航空飞行器设计部件及相关三维水平切面部件的几何尺寸。并将这些数据参数进行二维计算。诸如：部件或者整体飞行器的局部分割的不规则几何图形边缘长度。以二维X、Y轴做为坐标计算的几何图形边缘与纵横轴的夹角α、β。(2) 已知计算的几何图形实际切面向量位置和各切面的实测弯、扭矩。(3)已知计算的几何图形结构。航空飞行器各种外接设备、安全逃生舱的质量及评估重心位置。

基本假设条件，这个是进行定量分析的前提基准条件：(1)遵循材料力学、结构力学基础理论的假设。即：材料变形假设、平剖面假设。(2)假设部件气动弯矩图可用某个函数形式表达，并且符合弯矩表达式的微分关系。(3)对于燃油、机载物资、嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱设计的不规则弹射都会给飞行器带来重心的不稳定性。所以此时要假设飞行器在飞行过程中，无论其姿态如何，各机构部件及整体结构都是重心位置不变的。

任意选择航空飞行器的功能部件。如：翼面使用局部坐标系，坐标原点位于翼根与前缘交点处，X轴指向后缘为正，Z轴指向翼尖为正。翼面刚性轴起始点位于翼根(X轴)上且指向翼尖，测试切面惯性载荷弯、扭矩。所谓惯性载荷是指翼面结构、外挂和燃油质量在飞机法向过载作用下产生的载荷。这些载荷在翼面的各测试切面都产生弯、扭矩和剪力。

翼面结构质量分布和外挂物的质量、重心均为已知，因此结合测试得到的作用在它们之上的法向过载可很方便地计算得到由结构和外挂物质量产生的弯、扭矩和剪力。

由于在飞行中机内的燃油在不断的消耗，为方便计算剩余燃油在各测试切面产生的弯、扭矩和剪力，可依据各油箱燃油重心位置不变的基本假设，将翼面油箱内剩余燃油离散化并结合测试的法向过载可计算得到剩油产生的弯、扭矩和剪力。为什么以燃油的不断变化作为参考设计。因为不可能为了设计和研究嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱就去做一个逃生舱，不可能为了测试逃生舱的脱离，而去建立一个风洞去测试。完全可以根据燃油在飞行过程中的参数的不断变化或者相关设备的重心的变化从而建立数学模型进行数据分析。当航空飞行器遇到紧急飞行状况时进行的安全逃生舱脱离制动，本质上就是类似于油箱的质量变化所造成的重心变化，从而引发整体的飞行参数的变化。

通过上述分析可得到惯性载荷在各测试切面产生的弯、扭矩和剪力：

(1)Mg＝Mj+Mw+My

(2)Tg＝Tj+Tw+Ty

(3)Qg＝Qj+Qw+Qy

(Mg，Tg，Qg为各切面惯性弯、扭矩和剪力)；

(Mj，Tj，Qj为各切面结构惯性弯、扭矩和剪力)；

(Mw，Tw，Qw为各切面外挂惯性弯、扭矩和剪力)；

(My，Ty，Qy为各切面剩余燃油惯性弯、扭矩和剪力)；

气动弯、扭矩的确定测试切面气动弯、扭矩。翼面测试的各切面弯、扭矩是通过测试设备和在各翼面测试切面粘贴的弯矩、扭矩电桥得到的。这些弯、扭矩是翼面结构内力，或称之为扣出惯性力后的翼面弯、扭矩。为导出作用在翼面上的或者任意航空飞行器各功能部件气动载荷分布，必须首先确定由气动载荷产生的各切面弯、扭矩。测试切面气动载荷产生的弯、扭矩可以由测试弯、扭矩与这些切面惯性载荷产生的弯、扭矩叠加而得到并计算出。

(4)Mq＝Mc+Mg

(5)Tq＝Tc+Tg

(Mq为测试切面气动弯矩；Mc为测试切面测试)；

(Tq为测试切面气动扭矩；Tc为测试切面测试)；

翼面根部和未测部分切面的气动弯、扭矩为确定翼面载荷分布，在翼面最终测试切面与翼尖间选定某些切面，连同测试切面和根部切面组成翼面载荷切面。这些增加的切面的弯、扭矩可以使用测试切面弯、扭矩与翼面尖部弯、扭矩(此部分弯、扭矩均为0)进行曲线插值得到。

翼面展向单位长度载荷的确定。展向气动弯矩Mx为确定翼面展向单位长度载荷分布，假设一个沿展向的气动弯矩M分布函数，然后根据定义对其X进行微分，可得到剪力分布函数和翼面展向单位长度载荷分布(或称分布载荷)。为此，需将前述沿刚性轴分布的气动弯、扭矩进行向量分解，得到各切面沿展向的气动弯矩M。

翼面沿展向气动弯矩分布函数；

现假设展向气动弯矩分布函数：

Mx＝aZb

式中：(a为气动弯矩系数；b为气动弯矩指数。)

现对公式两端取对数，得：

LgMx＝Lga+bLgZ

由式看到，它在双对数坐标系中是一条直线。为此，在双对数坐标系中对它进行线性拟合，可以确定系数a和b。

翼面气动剪力分布函数；现对下面函数式微分得气动剪力分布函数：

Q＝abZb-1

翼面展向单位长度载荷分布；现对下面函数微分得到展向单位长度载荷分布函数：

Q＝ab(b-1)Z b-2

当b＝2时，展向单位长度载荷为均匀分布；

当b＝3时，展向单位长度载荷为三角形分布；

因此，系数b的取值范围是：(2＜b＜3)；

逃生舱材料选取；

在制造中，由3D编织设备直接由碳纤维制作整体机身骨架，并采用相关技术固化成型。大幅简化加工程序，便于大批量生产，尽量降低生产成本。石墨环氧纤维缠绕壳体。

(1)复合材料本身具有优异的可设计性。在不改变结构重量的情况下，可根据飞机的强度和刚度要求进行优化设计。在设计制造技术上满足了大多数无人机高度翼身融合结构所需的大面积整体成型这一特点。

(2)聚合物基复合材料具有特殊的电磁性能，复合材料的耐腐蚀性可满足安全逃生舱恶劣环境下长期储存的特殊要求，降低使用维护的寿命周期成本。

(3)复合材料中易植入芯片或合金导体，形成智能材料、结构。

(4)可以采用传统的基准型碳纤维、中模高强型碳纤维、S型碳纤维。这些材料都是应用于目前各种主要航空飞行器的主承力结构。如：波音777、787，空客A380。

安全逃生舱弹出方式及弹出装置制造技术；

水平切面上下脱离模式：

在此种模式下，安全逃生舱理论上是上下弹出的。弹出方式肯定是机械式弹出是最可靠的。

如果用突发瞬间点火的爆破式。缺点有几个：弹射性不可靠，可控性不好(无法确定弹射的速度，如果需要确定，就需要进行精确定量分析。并且制造技术也需要能够跟上。)电子操控原件复杂，最重要的是如果是多层公用容纳舱弹射，就更加难以处理。在此种模式下：可以采用悬挂式机械弹出或者轨道式机械弹出。

悬挂式机械弹出装置：

同时兼具悬挂和液压弹出双重功能。如果是单层容纳舱，那么安全逃生舱被悬挂机械抓臂扣住，同时悬挂机械抓臂的连接处是液压传动装置，液压传动装置在未制动时是伸展状态，在收到紧急状况制动指令时，先缓慢收缩然后迅速伸展。如果是多层以此重叠即可。但是多层逃生舱需要有轨道，轨道不需要太多，只要有两条即可。轨道采用机械滑轨即可，仅仅是保证安全逃生舱按照规定的路径依次依序的顺利弹射出弹射口。轨道采取单轨道轮上设计有双轮凹槽，嵌入单轨道突出接口。这样单轨道不会出现异物堵住滑轨的前进方向。双轨凹槽可以扣住轨道不偏离方向。犹如高速火车的轨道设计。轨道具有不可逆设计，因为飞行器处于紧急飞行状态时，不可能完全平稳飞行，有可能是上下颠簸，左右翻滚。

为了防止安全逃生舱当液压固定保险插栓打开后，第二级制动动作瓣状机械抓肢也打开后安全逃生舱沿着轨道回逆，并撞击航空飞行器壳体或者撞击第二排序连接的安全逃生舱，撞损相关部件。由此设置轨道不可逆装置，只要脱离就会在轨道上出现单向滑行动作。这个 设计很简单，只要在轨道上设计单向可伸缩齿状导向体即可。

悬挂机械抓臂采用120度分角三个瓣状机械抓肢，共同组成360度。抓住球状的逃生舱部连接体。

为了双重设置安全稳定状态，除了机械抓肢还在安全逃生舱内部顶端设置了液压固定保险插栓。这个由电子装置控制，可手动操作。优点是：打开后并不影响飞行，只是安全逃生舱弹射动作的第一级脱离制动动作。制动动作打开后可以再次关闭，并且一旦有乘用人员打开液压保险插栓，立刻主控制室就会知道是哪个安全逃生舱打开了液压固定保险插栓。如果航空飞行器没有处于紧急状态，则立刻可以进行液压固定保险插栓的可逆动作干预。

大于等于三次的安全逃生舱内部人员强行打开液压固定保险插栓则进行机舱内部人员干预。安全逃生舱内部无法关闭双层屏蔽门，外部可以打开进入。但是一旦乘用人员进入安全逃生舱，只要舱门不开启，所有安全逃生舱防护功能处于工作状态。不会受到任何功能上的影响。

垂直切面左右脱离模式：

采取此种模式时，安全逃生舱是左右弹射脱离飞行器的，那么可以采用液压机械弹出和导轨直接导出到弹射口。因为此种模式状态下液压机械弹出装置是无需像水平切面上下脱离模式时承载的一个悬挂功能，只要承载弹出功能即可。

如果是垂直切面单层容纳舱，也就是小型航空飞行器，液压弹出装置基本就可以承载全部功能。如果是中、大型航空飞行器容纳舱会容纳更多的逃生舱。那么导轨的功能就凸显出来。且导轨能够辅助安全逃生舱准确沿着导轨弹射出。

此设计的液压机械弹射装置机械抓臂仍然采用瓣状机械抓肢。当航空飞行器稳定飞行时，此时的状态并不需要进行紧急脱离逃生制动。只有当飞行器遇到紧急状态时，也就是各种紧急状态下的飞行动作时。才必须具有瓣状机械抓肢装置。这样当航空飞行器进行紧急制动时，逃生舱依次进行弹射动作，互不影响，完成逃生动作。

此模式下，关键的是液压机械弹出功能的相应设计参数和技术要求更高，悬挂功能反而可以适当减弱，无需单独设置一个悬挂装置。弹出装置同样还是采取液压机械弹出装置。弹出装置按照目前的技术不外乎有：爆炸装置弹射、液压机械弹射、物理机械弹射、自由导轨脱离、蒸汽弹射、势能弹性体弹射、动能撞击弹射、电磁能弹射、类发动机体推进弹射、电致伸缩弹射。

分别简述如下：

爆炸装置弹射：因为爆炸装置的接触反弹部分具有不可逆性和毁损性(不可逆性即弹射后此装置无法重复使用。毁损性即此装置是靠瞬间的剧烈化学反应，这个化学反应是破坏性的也同样是不可逆的。)所以不适合逃生舱的应用；

液压机械弹射：此装置是采用预备设计制造的靠气压和油压弹射的装置。可靠性高，稳定性高；

物理机械弹射：此装置是运用单一的机械传动，设计成具有相应的机械势能弹射。结构件较多，无法保证长期不用之后的稳定性。缺点是：需要经常进行保养和检查；

自由导轨脱离：此设计不做任何弹射，也不做任何机械联动设计。仅仅有简单的悬挂固定设计。只要安全逃生舱需要紧急制动脱离时，安全逃生舱就可以在进行极其简单的操作后，沿着导轨自由脱离。这种设计看似简单，虽然能够提高可靠性和减少操作的步骤，但是无法保证在航空飞行器没有预期的紧急制动状态时安全逃生舱的稳定。就好像下坡没有制动的汽车。并且在实际应用中，只是一种理想的假设状态。因为现实使用的各种复杂情况下，是需要进行若干逻辑判断的。才可以进行紧急制动操作。

蒸汽弹射：这项技术非常优良，各项弹射逃生舱的技术参数指标都可以达到要求。但是对于在中大型航空飞行器这样的操控要求精细的装备上，这项设计又太过于繁杂和技术设计难度高，制造技术也要求非常高。而且技术维修保养也需要长期维护，成本高昂。在民用航空飞行器这种相对来说还是比较小的设备上加装蒸汽弹射整体的各项技术参数都很高，短期 内无法实现。但优点是蒸汽弹射装置是可以重复使用。

势能弹性体弹射：目前还没有一种材料能够在很长的时间内保持势能的突发状态且不改变势能。按照设计的要求，随时这种材料都可以将弹性势能释放。此种设计可靠性较低，只能做为一种辅助设计的弹射装置。

动能撞击弹射：形象的比喻就是通过一种物体撞击另一个物体产生动能，使之产生空间的位移和形态改变。逃生舱的脱离动作只需要空间位移，而不需要形态改变。且动能撞击弹射可以使得任意一种结构部件都有几何结构的改变的可能，所以不适合。

电磁能弹射：此弹射装置设计，同样也非常可靠和成熟。但是这种弹射最大的缺点就是瞬间需要巨大的电磁能，可以应用于航空母舰这种超大型综合性装备上。对于飞行器载体，瞬间提供如此可控的，巨大的电磁能，而且要稳定的按照一定频率被人为操控，较为困难。加之航空飞行器的能量储备并不适用于此种弹射设计。但是可以在未来，加装在宇宙航空母船的船体。

类发动机体推进弹射：此设计就是在安全逃生舱的反向作用力的位置加装小型推进发动机。这种设计是理想化的设计。因为推进发动机的任何动能反向作用力所释放出的热能，都会给处于反向位置的飞行器主机体造成损坏。而且无法修复，是不可逆的。所以也无法采用。但是在未来的宇宙空间，此类推进弹射模式，可以做为二级弹射模式。也就是说当安全逃生舱在第一级稳定脱离模式下，安全稳定的脱离航空飞行器主体一定距离后，二级弹射推进模式开起。这种在大空间、大航空飞行器装备的应用中技术上还是可行的。

电致伸缩弹射：结构简单、制造方便，若材料选择适宜，将能获得较好的驱动力和较大的直线位移且质量较小，是一种具有较高应用价值的直线驱动器。这种驱动方式，能减小驱动器的启动功率和整个系统的冲击载荷；当驱动两端的电致伸缩器所施加的电压不同时可实现不同的弹射距离动作，具有较高的灵活性。在两个极性相反的线圈中间放置一弹性物体，当线圈通断电时，物体将产生“缩”“伸”效应。为增大伸缩力，可在线圈中放置高导磁体；为得到较大的直线位移，可将多个线圈依次联接。电致伸缩器即是一种在电的作用下引起形变并产生伸缩效应将电量转化为机械量的直线驱动器，其伸缩效应类似于生物的筋脉。在引力作用下，使弹性元件压缩；引力消失时，弹力使位移复原。电致伸缩器采用脉冲电流，对波形要求不高，频率由应用条件确定。

着重对液压弹射系统及液压能源系统分析。液压系统是一个多余度、高可靠性的复杂综合系统由多套相互独立且相互备份的液压系统组成。每套液压系统由液压能源系统及其对应的不同液压用户系统组成。液压能源系统包括油箱增压系统、泵源系统以及能量转换系统。用户系统包括飞行控制系统、起落架系统以及反推力系统。液压能源系统是综合系统的动力核心。

高压化：传统航空飞行器液压系统压力等级主要为21MPa，但从新型航空飞行器和实际应用上为35MPa级压力。因为就传动力和做功而言，高压意味着可以缩小动力元件尺寸，减轻液压系统重量，提升飞机承载能力。当然，高压系统也对设备的强度和密封材料的性能提出了更高的要求。

分布式：电液作动器与分散式电液能源系统的新型电液技术在航空飞行器上的成功使用。是大型航空飞行器液压能源系统设计理念的创新，使得液压能源系统设计首次从传统集中分配式模式向独立分布式模式转变，大大减少了液压元件。替代传统第三套液压能源系统、备用系统。实现了小功率负载用户到大功率负载用户的航空飞行器的液压动力。电液作动器将液压能源系统与用户系统有效地集成于同一元件内，从而实现了小功率作动子系统的分散化。

自增压油箱技术：每个液压系统都有自己的油箱。为防止液压系统产生气穴现象，飞机油箱压力需保持在一定值。如35MPa以上，油箱需要大量的引气管路，水分离器以及油箱增压组件。导致系统结构复杂，系统重量增加。蓄能器设置在油箱和单向阀间。用以保持自增压回路的压力稳定，减小系统压力波动带来的油箱吸油腔压力波动。

智能泵源系统：为恒压变量柱塞泵。系统压力设定为负载的最大值，柱塞泵不能根据飞 行负载变化输出不同压力值。由此带来了能量的浪费，如果采用带负载敏感的智能泵源系统，液压系统输出压力和流量随飞行负载的变化而实时调解，将大大降低液压系统能耗。

智能泵源系统可根据负载工况自动调节输出功率，使输出与输入最佳匹配是解决航空飞行器液压系统无效功耗和温升问题的有效途径。其关键技术主要涉及变压力，变流量技术、负载敏感技术、耐久性试验技术以及智能控制技术。

高可靠性液压系统：高可靠性液压系统设计包括液压源的余度配置，高可靠性液压元件，高可靠性传感器选择。液压系统余度配置不仅影响航空飞行器的安全性，同时也影响液压系统的重量和航空飞行器的控制性能。在进行航空飞行器液压系统设计时，要进行液压系统多余度配置的优化设计论证，找出最佳的系统冗余配置。精确可靠的反馈信号是液压系统故障诊断与高精伺服控制的前提。

压力脉动抑制：压力脉动引起的管路振动是许多液压系统失效的主要原因。柱塞泵由于其优越的性能在航空飞行器液压系统中得到广泛应用。但其固有的自然频率的流量脉动，不能完全消除其特性，也影响了液压系统性能。流量脉动造成压力脉动和管路振动。因此在设计航空飞行器液压系统时，必须采取有效的方法将管路振动限制在一定范围。尽可能减小压力峰值，并避免机械共振，尽量设计制造一些被动控制振动方法。但是部分主动振动控制方法，需第二个能量源来抵消主能量源的振动，对进一步降低液压系统振动也能起到良好的作用。

安全逃生舱起发动作逻辑设计；

安全逃生舱的外形设计，功能设计，嵌入式结构设计这些都是非常的重要。但是怎么样去使用，何种状态下使用，则更加的关键。

当航空飞行器处于紧急制动状态时，安全逃生舱分三重应急制动逻辑状态核实，才可以允许逃生舱脱离制动动作。当然以下的制动逻辑设计是可以再定义的。

第一级：由逃生舱乘用人员发起制动请求。逃生舱理论上承载6人。当遇到紧急突发状况时，需要由6人共同做出决定。并且逃生舱内有紧急传感器及预警装置。如果仅仅是＜6人的决定或者没有收到传感器及预警装置的信号。则无法越级执行脱离制动状态。

第二级：飞行器乘务人员收到一级制动请求，并进行紧急状态核实。假设飞行器处于紧急状态且收到传感器及预警装置的全显信令。即整个飞行器全显信令。各个逃生舱，机体乘务员功能区和飞行器驾驶舱全部都能收到紧急状态信令。为什么要进行核实。因为有时候受到军事武器攻击或者突发状况，传感器及预警装置的预警信号往往是急促和突发的。没有半点等待和预判的可能性。所以第二级的飞行器乘务人员的人为核实，起到反馈给第三级的核实信息的作用。

第三级：同时驾驶舱，航空飞行器主、副机长接收到制动请求和紧急状态信息。进行第三级确认和制动“应答”。这个“应答”非常重要。“应答”包含了四层信令指示。1：收到紧急传感器及预警装置，航空飞行器机舱主副机长都已经明确紧急信号。2：收到第二级乘务人员和乘务长的反馈信令，并互相确认。3：飞行器机舱主副机长进行信令和飞行器紧急状态的研判。4：做出决定性“应答”。

任意安全逃生舱一旦收到航空飞行器机舱主副机长的“应答”信令。即可开起脱离制动动作。如果任一级别的反馈信令无法得到更高一级别的“应答”信令。关于这个问题，如果设定很复杂的判定规则，反而是降低执行效率，在紧急状态下不能够浪费任何时间。唯一最好的也是最有效率的就是延迟一分钟时间。如果在一分钟之内航空飞行器机舱主副机长回馈“应答”信令。则逃生舱紧急制动执行。在一分钟的时间，飞行器主机舱主副机长未给予“应答”信令，则同样给予逃生舱紧急制动。如果在一分钟之内回馈“应答”否定信令，则不执行。所以此时又涉及到两种情况。假设地面或者空中恶意攻击是很近的距离，传感器及预警装置已经在航空飞行器主体机体内全显预警，持续未间断。这样同样在一分钟之后飞行器主机舱主副机长未给予“应答”信令，也仍然强制制动执行。如果飞行器出现仅仅是人体感知就可以觉察到的异常或者极其不稳定飞行状态，则同样一分钟后飞行器主机舱主副机长未给 予“应答”信令，也强制执行制动。如果既没有全显信号，也没有不稳定飞行状态。此时必须要第一级和第二级同时通过信令核实，一分钟后仍未达到“应答”信令。则同样给予执行制动。其余情况一切不允许紧急逃生舱制动。

嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱剖面概念性设计：

假设由一个完整的圆构成。优点：受力特性好，结构轻，易于加工，生产成本低；缺点：空间有效利用率低；但是基于此设计基准的逃生舱结构，可以进行各种结构再设计与重构。

由多段圆弧和与其相协调的光滑过渡曲线组成。优点：空间能够得到充分利用，适合于直径较小的航空飞行器或具有多层客舱的航空飞行器；缺点：结构设计及加工性能不如单圆形剖面简单，生产成本较高；通过参照现有机舱的设计技术，可以运用相同技术设计制造安全逃生舱。理论上安全逃生舱可以使用任意设计结构嵌入到航空飞行器主体中。也可以从原始设计上就是主航空飞行器的结构一部分。关键的核心技术就是安全逃生舱是采用轨道弹射式被动安全逃生舱技术。还是采用功能分区模块化可分离式安全逃生舱技术。

机身剖面直接影响航空飞行器的经济性和舒适性。较大的剖面可使航空飞行器的座椅宽度及客舱过道宽度增加，提高乘客的乘坐舒适性，但同时会带来航空飞行器重量和气动阻力的增加，从而导致航空飞行器性能和经济性变差。虽然较小的剖面对航空飞行器的性能和经济性有利，但却降低了乘客的乘坐舒适性，从而削弱了相关飞行载具的市场竞争力。

目前全球的大型航空飞行器的设计与制造较多考虑的还是经济效益比。但是随着新能源技术的不断更新。航空飞行器的飞行经济效益比将会越来越好。如果从设计者、制造者的思维角度和从乘用者的角度去考虑，安全性及舒适性才是最核心的问题。那么牺牲一部分经济效益比。在整个航空飞行器主机体的结构设计上进行创新。嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱的创新设计完全可以实现。航空飞行器头等舱和商务舱完全可以采用功能分区模块化可分离式安全逃生舱设计模式。经济舱可以采用轨道弹射式被动安全逃生舱技术。

关于逃生舱内部空间布局：

布局设计一：不能再像原先的客机乘坐模式是前后排，且方向都是朝向前方的。在安全逃生舱内部最好的模式是围坐形式，6个人以60度扇形角度，分布在逃生舱内。这样空间布局合理，每一个座位是独立的空间，互不影响。相对视的座位，为了避免尴尬，设置了座位航空舱盖。可以打开和关闭。每一对水平对角的座位的乘用人员如果需要起身离开逃生舱可以毫不影响到对方的身体。因为逃生舱内的座位是圆形布置，公共开放的空间相比较以前的前后排设计有了很大的改善。几乎不会碰触到陌生人的身体。腿部伸展也比较舒适。

布局设计二：靠近主机体走道的安全逃生舱内壁可以设计成垂直状的逃生舱内壁。也即是说安全逃生舱并不一定是全是相同的，不同位置的，不同航空飞行器内部空间区域的安全逃生舱整体设计都不一样。但是内部空间都近似于是圆形布置或者椭圆形布置，也有可能是类似于长方形布置。

布局设计三：如果是中大型航空飞行器，那么肯定设计有容纳舱和导轨。也就是说会有不止一个安全逃生舱是使用相同的容纳舱和导轨脱离航空飞行器主体。那么此时的各个区域的安全逃生舱也是各不相同的。主飞行器内部空间其实是被若干个不同的安全逃生舱所占据。那么不同外形设计的安全逃生舱就会影响到逃生舱内部的空间设计。

布局设计四：逃生舱安全屏蔽门和走道屏蔽门为双重设计。从航空飞行器主机体外部可以打开双重屏蔽门。并且逃生舱内无法控制外部打开屏蔽门。

布局设计五：安全逃生舱除了最外部，也就是第一个弹射的逃生舱靠近机体壁的部分是与航空飞行器机体壳体材料保持一致的。其余都是半透明或者透明材料设计。这样使得光线通透，而且各个安全逃生舱处于透明可视状态，逃生舱内部的活动细节都可以被观察到。不会因为不可视化而造成不安全的可能性存在。

布局设计六：安全逃生舱内部空间设计有监控系统。监控系统为逃生舱顶端全角度监控。

布局设计七：传统航空飞行器的各种救护设备，同样设计在安全逃生舱内。诸如：应急氧气面罩，儿童成人的水面救护装备，中央通风系统。

布局设计八：采用传感器及预警的显示装置。显示装置是每个安全逃生舱独立设置的，但是信令显示系统及指示功能是全部航空飞行器主机舱统一控制的。

安全逃生舱空间降落主动安全设计；

安全逃生舱在弹射出弹射口之后，并不是就是说一劳永逸就安全了。逃生舱弹射出弹射口后，必须还有若干辅助降落缓冲装置才可以达到安全逃生的目的。简言之就是能够安全着陆到地面或者接触的任何复杂的地球表面。如：山川、湖泊、河流、江海、沼泽、森林、沙漠、戈壁滩、喀斯特地貌、丘陵、盆地这一类的地形。逃生舱的降落安全设计：分为主动式安全逃生装置和被动式安全逃生装置。

主动式安全逃生装置：自动弹射降落伞、主动弹射缓冲气囊，以及主动式电子定位发生器。

自动弹射降落伞：一旦安全逃生舱弹射出主航空飞行器机体，那么逃生舱就会在自身重量的情况下呈现自由落体运动，此时必须采取相应的防护减速动作，避免直接撞击接触地面。否则会产生剧烈的碰撞，从而将安全逃生舱撞击分解。此时别说逃生了，逃生舱的所有组成部分和在里面的乘用人员都将解体。里面的人也将失去生命。可以分为电子控制系统自动打开降落伞和人工手动打开。在每一个安全逃生舱的设计过程中，都进行详细的定量分析，分析逃生舱的重量，自由落体以及减速伞的减速，从而设计出减速伞的张开半径。以及减速伞的强度和张力定量的数据。

主动式弹射缓冲气囊，这个缓冲装置不考虑逃生舱是否接触地面或者其他地形地貌。并不是接触的时候打开的。而是只要弹射出主飞行器机体后，就立刻打开。弹射缓冲气囊分布在逃生舱的底部和底部与侧面的连接部分。底部共计360度角分布，逃生舱底部和侧面的连接部分也是360度角分布。每一个气囊体能够覆盖一部分面积的安全逃生舱。能够承受一部分的面积和重量的逃生舱的对于地面的撞击力，从而将撞击力进行分解。达到逃生以及安全着落的目的。电子自动控制直接在逃生舱弹射出主航空飞行器机体时就自动打开。没有打开的时间特性。不像汽车防撞气囊那样要求时效性和瞬间反应性。主动式弹射缓冲气囊要求一旦脱离主机体即刻打开。所以时间反应特性控制在3到5秒即可。

同时目前的所有被动式安全逃生技术都可以应用在安全逃生舱内。并且是可以综合应用的，不外乎就是创新和设计制造。

安全逃生舱脱离及脱离后对航空飞行器的飞行动力学影响；

(部分规则脱离，部分不规则脱离，全部脱离，突发性大部分不规则脱离。四种情况。)

航空飞行器刚体——弹性体模型。对于航空飞行器动态仿真，需要同时考虑机身的弹性模量。机体重量集中在机身中部，因此机身中部的弹性偏移量远小于机身两端的偏移量。如此可以假设机身结构为两个连在一起的横梁，连接处为机体重心位置，以此为基础分析航空飞行器的弹性模态，进行弹性建模。根据振动连续体分离理论，忽略剪切变形和转动惯量的影响，建立非均匀弹性梁弯曲振动微分方程。

由于是内部采用纵向多级设计布局。完全颠覆了传统空间隔层设计，几乎是由各个近似于椭球状和不规则空间几何体拼装而成。而且每个安全逃生舱又都是相对独立的。这样必然存在结构性振动对于稳态和飞行态时航空飞行器的影响。

那么结构性振动分析存在两种：

静载荷(大小，方向，作用点)作为参数输入结构体系(各种结构件尺寸参数及截面特性)，输出静力响应(位移，内力，应力)。

动载荷(大小，方向，作用点)作为参数输入结构体系(阻尼，频率，振型)，输出动力相应(动位移，加速度，动应力)

首先取振动过程中的任意时刻作为研究对象：(由于安全逃生舱在航空飞行器进行紧急制动的飞行状态下，航空飞行器内部各个安全逃生舱之间必然存在三维角度的结构性振动，所以相当复杂。影响的参数非常的多，但是都可以依据单向结构性振动进行向量数据分析。且在此仅作单向结构性振动定性分析，不做详细定量分析。从而依据此分析方法进行综合拓 展，逐渐延伸。)

单维度X受力振动结构性分析。

参数仅取：x＝asinωt+bcosωt

其中a、b为积分常数，可由初始条件决定；

当初始时间为t＝0时；

带入位移表达式：带入速度表达式：b＝x₀；

得：

利用三角函数关系。可将上述公式整理成：

x(t)＝Acosαsinωt+Asinαcosωt

这样依据静、动载荷的结构性振动分析就可以较为全面的分析当四种脱离情况发生时的各种载荷分析数据。从而为飞行稳定性和航空飞行器材料应用提供非常全面的数据。

进行静、动态载荷分析的同时，也可以假设安全逃生舱在脱离时态的空间自由飞行。那么此时的飞行时态和飞行姿态就是由分离模块的飞行动力学数据分析了。

分析如下：

飞行气动力分析：高超声速飞行器建模的另一个难点来自于缺乏足够的气动参数数据库。由于实验成本高，实验设备缺乏很难得到足够的建模及控制需要的数据。因此风洞数据与计算流体力学(Calculated Floating Data)相结合的方式成为了获得气动数据的有效的、低成本的方法。随后，在所得气动数据的基础上通过函数拟合方法，可获得气动系数的表达式。进行拟合时，需选择适当的函数，在保证简易性与准确性的同时，使得拟合得到的函数能够包含飞行线内飞行状况。

M≈qS cCL(α，δe，δc，Δτ1，Δτ2)

L≈qS cCL(α，δe，δc，Δτ1，Δτ2)

D≈qS cCD(α，δe，δc，Δτ1，Δτ2)

Ni≈qS cCL(α，δe，δc，Δτ1，Δτ2)

升力系数L，俯仰力系数M，，阻力系数D，

建立气动系数拟合方程，升力系数L气动方程如下：

CL＝CLα+CLδe+CLδc+CLΔτ1+CLΔτ2

低雷诺数(雷诺数是惯性力和粘性应力的比值)气动特性的数值分析：

安全逃生舱外形尺寸小，速度低。基于安全逃生舱尺寸的雷诺数也比较小，粘性效应相对强烈，流动易分离，准确求解这种低雷诺数的流场对湍流模型乃至整个数学模型都是非常难以假设客观条件的。利用求解雷诺数平均的FNS方程，数值模拟了绕安全逃生舱壳体的低雷诺数流动。分析了与低雷诺数流动有关的不稳定性。研究表明分离、流动都是不稳定的，会产生周期性的脱出涡。

采用的计算模型进行了以下研究：可以采用FNS方程和TLNS方程计算。两种方法给出的计算结果非常接近，差别很小。在条件：Ma＝02，雷诺数Re＝1.0×10^a；(a＝5)，攻角α＝β°时绕任意几何结构在空气中运动都会有分离泡产生。差别也比较小，但是TLNS计算出的分离泡较FNS方程的结果稍微偏大，这是由于考虑了三个方向的粘性自然会有较大的粘性耗散所致。

低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究：

计算了不同雷诺数情况下的安全逃生舱前缘分离情况。通过观察流场以及升力系数可以发现，在层流条件下随着雷诺数的增加，流动的前缘分离更加容易，在较小的迎角下就可以 发生，而且分离的位置更加靠近前缘。在雷诺数处于10,000量级以上时，当流动发生前缘分离时，由于迎角增加带来的升力系数的增量比线性条件下略有增加，但是不会出现明显的增加量。随着前缘分离涡的发展增大，升力系数的增加量比线性条件下还会减少。当雷诺数在1,000量级时随着迎角的增加，升力系数增量略有减少。而且这种趋势不会随着前缘分离而停止，在这里主要研究雷诺数对前缘分离的影响。

分析得出，在低雷诺数尤其是雷诺数在10,000量级以下的情况，流动的前缘分离和后缘分离几乎同时产生，随着迎角的增大，前后缘的分离连在一起形成整个翼面的分离。总的来说，翼型前缘分离不会使翼型出现一个升力的巨大增量，也不会出现升力丢失的情况。

考虑主动减速降落伞的结构弹性变形的气动特性估算方法研究：

降落伞气动性能的计算，采用较多的计算方法有：非定常气动估算方法、非定常面元法、非定常欧拉方程解法，甚至是更为准确的非定常N-S方程解法。

采用的气动力估算模型，考虑了涡尾迹、前缘吸力、过失速的影响，以及安全逃生舱剖面平均迎角、弯度、摩擦阻力的影响。设计模型可以快速地估算出非定常运动降落伞的平均升力、平均水平矢量推力及克服气动载荷所需的功率，还可以计算出安全逃生舱在平衡飞行中的推进效率。这些数据的计算，从而为下面四种脱离模式中，航空飞行器的稳态飞行提供非常准确和全面的参考数据。

航空飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究。使用非定常涡格法计算了非定常运动的航空飞行器安全逃生舱的气动特性。降落伞减速有可能会使得安全逃生舱产生上下运动，在研究中除了要考虑上下扑动外，还要考虑各种外围影响因素：风速、气流、漩涡产生的俯仰运动，所以采用如下数学模型来进行模拟。

可能的上下往复运动：

α(t)＝α0+αmax cos(ω0t+Φ1)

β(t)＝β0+βmax cos(ω0t+Φ2)

可能的具有倾斜角的俯仰运动：

α(t)＝3°+10cos(ω0t)；β(t)＝0；

当以上的气动特性逻辑分析清晰后，开始如下功能上的确定；

部分规则脱离：当安全逃生舱的全显信令通过反馈信令的逻辑判断后，反馈信令反馈到所有安全逃生舱。此时假设已经通过所有逻辑判断。安全逃生舱可以进行紧急起停制动动作。所以有可能是从前往后，从后往前，从中间往前后两边，从前后两边往中间，从中间往左右两边的维度或者从左右两边的维度往中间。不外乎类似于这6种的部分规则脱离模式。

部分不规则脱离：不规则脱离模式，此种产生的情况概率非常的大。因为全显信令是广播式的传输，但是制动又是依据各个逃生舱的人员进行判断的。所以部分不规则脱离模式在实际危险状态下的发生是概率最大的。

全部脱离：这是一种紧急应急状态。

突发性大部分不规则脱离：这也是一种紧急状态，从应用功能上区分。不是所有航空飞行器全部设计成具有安全逃生舱的舱位。有的需要，有的不需要。正如航空保险的购买意愿一样。依据个人需要来确定。

分析至此对于将安全逃生舱设计应用在航空飞行器中并对其进行动力学建模，进行控制系统的设计和仿真。逐步得到最合理最可能接近实际的危险飞行状态数学模型。那么这种数学模型就可以合并多维度矢量数据进行分析，将高速甚至超高速航空飞行器的飞行数学模型，空气动力学模型作为基础研究数学模型，然后结合实际各种危险飞行状态参数模拟研究。

高超速航空飞行器的飞行状态可分为六个阶段：上升段、在轨段，过渡段，再入段、末端能量管理段、及着落段。

将参考模型上升到高超速航空飞行器做为研究和模拟的建模对象。并依据此数学模型研究某个飞行阶段的控制系统。同时依据计算机软件将每一个阶段的控制系统进行数学仿真。

由此，就可以分析和设计建立出不同飞行阶段的数学模型。再将可能的飞行参数嵌入， 也就是各种矢量参数。就可以得出各种危险飞行状态下的安全逃生舱和航空飞行器飞行状态瞬时数据。

详细设计：

第一：做六自由度的动力学模型；

不管是多模量，复杂设计的航空飞行器，还是多矢量参数的多维度飞行状态。都可以将航空飞行器，安全逃生舱，质量动态变化的航空飞行器，又或者是处于飞行状态的物体，都可以看作是可以研究的飞行刚体。此时的飞行姿态的刚体可以是无动力飞行，也可以是有动力飞行。假设此时是无动力飞行，作用在航空飞行器上的力是空气动力和重力。作用在航空飞行器上的力矩是空气动力力矩和反作用力控制系统产生的力矩。忽略地球的自传角速度与飞行器质量的变化，并且不考虑动力学之间的耦合，建立六自由度动力学方程。就可以准确确定各个飞行状态的时间节点的数据参数，可以进行动态的计算机仿真模拟。六自由度是在三维空间中，形象的说就是上下左右前后这六个自由度。

在此仅作动力学方程的方法研究。并不做详细定量分析。也就是说从各种研究方法中找到最准确和最佳的设计思路。

1：在航空飞行器或者逃生舱正处于脱离状态的航迹坐标系中建立质心运动的动力学方程；

补充质心运动的运动学方程：

2：航空飞行器坐标系中建立绕质心姿态转动的动力学方程；

其中：

是航空飞行器相对再入惯性坐标系的角速度，(其中α为攻角，β为侧滑角，ν为倾侧角)是航空飞行器坐标系相对航迹坐标系转动角速度。是航迹坐标系相对于再入惯性坐标系的角速度。因此有关系式为：

依据此关系式又可以得出：

其中：

3：建立空气动力学模型；

空气动力学模型是指空气动力系数与航空飞行器飞行状态参数的函数关系。在航空飞行器建模中，准确的空气动力学模型是至关重要的。特别是在不稳定飞行状态下，安全逃生舱可能随时突然弹射。此时的飞行状态可以想象是非常紧急和危险的，也是极其不稳定的飞行状态，各种飞行数据参数接近于极限。由于非稳定飞行状态，航空飞行器的空气动力学现象具有复杂性和无规律性。除了现有的理论分析和数值计算，大型风洞实验已成为最重要的实践研究手段。

4：设计建立的数学模型的不确定性分析；

非稳定状态下的航空飞行器数学模型的不确定性主要来源于三个方面：

A：不稳定飞行状态的航空飞行器。首先飞行速度、高度在短时间内，大范围内急剧变化。飞行姿态和飞行状态也是剧烈的变化，质量分布也不断变化，重心改变频繁且频率高。存在严重的非线性。其次瞬时高速产生的真实气体效应会导致飞行器表面的负载和俯仰力矩的增加，粘性效应使机体周围的边界层加厚，有效的空气动力面并不是机体表面本身，而是机身加上边界层。高动压又将引起气动热和气动阻力的增加。

气动系数包括升力系数、阻力系数、侧力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数六个。总的气动系数由三部分组成：

C_total＝C_b(α，M)+ΔC_δ+ΔC_ββ

其中，C_b(α，M)是基本航空飞行器机体气动系数；

是由各个舵面偏转产生的气动系数增量之和；

是由单位侧滑产生的气动系数增量；

对于静态气动力，可以通过大量的风洞实验得到气动力系数的数据，然后再经过内插值获得不同飞行状态下的气动力系数，从而建立起空气动力系数数据库。在不同飞行状态下，由空气动力系数数据库得到空气动力学系数，也就能够计算出飞行器的空气动力与空气动力 力矩。

升力阻力侧力俯仰力矩偏航力矩滚转力矩

B：动力学矢量参数耦合严重。通过频域分析可以看出空气动力学、机身和发动机之间耦合现象严重。另外一个动力学耦合主要来源于结构引起的空气弹性变形模态。发动机的摇晃和振动、弹性模态的变化和压力分布的不均匀都会引起建模的不确定性。

C：仿真模拟测试设备的局限。几乎不太可能进行航空飞行事故的灾难还原模拟。

D：为什么要研究比对模型的高超声速再入控制飞行？因为当航空飞行器失速飞行时弹射安全逃生舱的瞬时加速度和瞬时状态与再入段是可以参考比对的。高超声速航空飞行器再入段控制系统的仿真，利用MATLAB中的系统仿真工具SIMULINK建立起某一升力体航空飞行器模型。在模型的基础上用分离时间尺度以及非线性反馈方法设计了一种自适应非线性控制系统，并做了仿真。再入段工作范围，从100公里选取、速度为8马赫到着落点、降低到0.5马赫。

当进行测试实验后，即可进行这个空间阶段的非稳定状态下的航空飞行器数学模型分析和建模参考。

四、具体实施方式：

第一：仿生蜂窝状主动安全逃生舱所涉及航空飞行器整体结构设计子系统；

航空飞行器嵌入式仿生蜂窝状主动安全逃生舱设计其实并不是仅仅这么一个部分的航空飞行器结构件的设计。安全逃生舱只是完成了一个创新的功能。真正能够完全使之成为应用于大型航空飞行器中，还需要飞行器的整体结构设计和制造。那么在设计阶段引入大型客机数字化设计支持技术，该技术包含10个子系统。

(1)航空飞行器方案设计与决策支持系统；

作用就在于结合市场部门或行业主管机构对航空飞行器市场分析预测及竞争分析的结果，为基本技术要求和主要性能指标的形成提供参考；通过高效率的方案设计工具，提出系列的初始备选方案构思与设计；

(2)航空飞行器综合设计与工程发展系统；

对航空飞行器总体方案论证阶段的初步设计(即预发展)和研制阶段的详细设计(重点是安全逃生舱细节设计)提供支持，尤其是通过数字化工具和方法提升在这两个阶段进行综合设计的能力。从一个基本总体方案出发，以航空飞行器的数字化定义为核心，使各专业设计人员能够高质量、高效率地完成总体布局设计与协调、建立全航空飞行器和部件的三维数字化模型、完成详细的电子样机及部件，并为原型机及部件生产提供产品三维模型和图样数据。

(3)集群化性能分析与仿真系统；

在航空飞行器设计过程中，无论是全机还是部件的数字化定义，都必须与大量的工程化和数值化性能分析与仿真相结合。

(4)试验信息综合管理系统；

试验是航空飞行器设计中必须的关键环节，需要在设计过程中开展大量的地面试验、工程模拟器试验及飞行试验，以确保新设计的各种性能满足实际使用要求。

(5)虚拟现实营运与制造仿真系统；

在进行数字化电子样机及部件设计时，主要是在三维建模系统中，针对活动部件和机构功能件进行运动仿真，以确定布置是否协调和出现干涉；在性能分析中，是利用计算流体力学CFD、结构有限元分析软件，对全航空飞行器或部件在与飞行相关的环境中(如飞行大气环境、特定的受载荷环境)的空气动力学、结构动力学特性进行仿真；在工程模拟器中，则是模拟实际驾驶舱环境、安全逃生舱各种状态。通过人在进行操作，对航空飞行器或系统的 综合特性进行仿真。

(6)知识管理与适航取证支持系统；

在大型航空飞行器的研制中，必须考虑到如何通过保证设计过程中各阶段工作的规范化、标准化来提高型号的成熟度和被认可度，以及如何利用已有的知识、经验、数据来提高设计人员的水平、提高新航空飞行器的竞争力，并且确保新航空飞行器能够取得适航性许可证。

(7)数字化项目管理系统；

大型航空飞行器的设计是一项复杂的系统工程，除了需要应用先进的数字化设计技术外，还应当建立数字化项目管理系统，为规范化、高效率的管理提供支持，从而保障各项工作的顺利开展。

(8)产品全寿命周期数据管理系统；

产品全寿命周期数据管理系统应围绕设计方案的数字化电子航空飞行器样机进行全周期的管理，包括管理方案在各个设计阶段的数字化三维模型、二维图样和有关技术文档。

(9)集成化设计支撑环境；

从项目论证之初到完成设计的全过程中，大型航空飞行器方案的数字化定义需要与性能分析与仿真系统、虚拟现实仿真系统、知识库、试验信息库、产品数据管理系统之间进行频繁而大量的数据交流，必须能够将它们有效地进行集成。

(10)全球信息化协同研制平台；

使大型航空飞行器设计主体单位能够与合作供货商、合作制造商、合作设计单位、适航当局、合作试验单位、航空公司客户、航空飞行器维修公司形成紧密联系的一体化网络。

第二：现有基于CATIA设计一体化技术手段：

CATIA(COMPUTER AIDED THREE&TWO DIMENSIONAL INTERACTION APPLICATIONSYSTEM)是法国达索系统公司(DASSAULT SYSTEM)的CAD/CAE/CAM一体化软件。广泛应用于航空航天、汽车制造、造船、机械制造行业，它的集成解决方案覆盖所有的产品设计与制造领域。

正是基于CATIA强大而便捷的功能，安全逃生舱设计采用该软件对组装、整体两类航空飞行器机身壁板试验件(轴压和剪切)进行了全尺寸三维建模和电子装配。

航空飞行器机身，机体内部重要部件设计及制造采用大型整体壁板，与传统的铆接结构和焊接结构相比具有极其显著的优点，主要表现在：(1)成本更低；(2)综合使用寿命长；(3)模块化维护。不需要进行结构件维护；(4)外形设计及内部空间布局设计，都可以进行系统性软件设计。精确而可虚拟重复设计；(5)可以进行各种创新设计；

第三：航空飞行器整体功能分区舱段及智能结构设计；

舱段结构是航空飞行器系统的重要组成部分，它主要由舱段各种升力面和必需的结构及外部零件组成。以航空飞行器的舱段结构为例，研究快速设计方法在结构设计上的应用。舱段有天线罩仪器舱、有效载荷舱、动力舱、舵机舱。各舱段有序地连接成一个整体，外部产生气动力，内部构成一个完整的承力系统，承受并传递飞行器在运输、停放、储存、飞行工况下的载荷，从技术数据上验证。

航空飞行器舱段结构传统设计方法：舱段的骨架结构一般包括前端框、后端框、环向筋、纵向筋、蒙皮。舱段结构在设计过程中尤其是方案论证阶段，一般都需要对上述各个结构形式参数进行调整或者修改传统的设计方法。

设计人员在三维造型软件中一步一步手动绘制模型，再由专业的结构分析人员将模型导入分析软件中进行计算，将分析得到的结果反馈给设计人员。设计人员根据结果对结构参数进行修改调整，重复上述步骤，直到得到符合设计要求的产品为止。这种方式的重复性工作量大，效率低，模型修改计算工作占了整个设计工作的大部分时间。导致开发创新时间不足，产品开发周期长。快速设计方法是在第三方系统中集成CAD与CAE系统，采用CATIA软件和ANSYS软件构建了舱段结构和安全逃生舱的CAD、CAE模型建模过程中提取设计时需要修改调整的尺寸参数结构形式，作为设计变量，并将两种模型的参数保持完全一致，通过后台的数据库统一管理通过这样的方式，在快速设计系统中修改调整设计参数时，即可完成对数据库 的修改，进而同时驱动生成相应的舱段结构的设计和制造。CATIA三维模型及ANSYS分析模型，实现了CAD与CAE模型的无缝集成。基于CAD/CAE集成的快速设计方法原理。

构建的航空飞行器舱段结构快速设计流程。启动舱段结构快速设计平台后，平台主要进行以下几个步骤：(1)设计人员根据舱段设计要求及经验，在平台的交互式界面的引导下输入设计参数，包括安全逃生舱及舱段结构各种参数，端框厚度，蒙皮厚度，环向筋个数。(2)后台程序会将这些参数写入已经建立好的数据库，数据库会通过接口程序分别修改CATIA软件提供的模型参数表和ANSYS软件提供的二次开发工具APDL语言。(3)参数表和APDL语言会分别驱动生成安全逃生舱及舱段相应的CATIA三维模型和ANSYS有限元分析模型。(4)分别在CATIA软件和ANSYS软件中对模型进行分析，主要包括质量质心计算，强度分析，模态分析。(5)判断模型分析结果是否满足设计要求，如果满足，则输出产品文件，包括安全逃生舱及舱段模型图纸结构分析报告。

结构快速设计平台的关键技术：参数化设计(Parametric Design)，又称尺寸驱动设计。其核心思想是把产品的部分尺寸结构变成变量参数或函数，通过改变参数或函数，可以得到不同的产品设计方案。也就是说小到功能部件，大到整体航空飞行器的创意设计结构都可以运用参数化技术节约大量的手工建模时间，是实现先进优化过程的关键技术之一，也是实现快速设计的关键技术之一。

CATIA软件在建模过程中，可以设置变量参数，并与指定的结构尺寸相关联。CATIA软件具有提供模型参数表格的功能，可以将舱段的三维模型参数集成在特定的Excel表格中CATIA三维模型与其相应的表格之间是双向驱动的，即在修改表格中的参数时，三维模型会自动更新，通过这样的方式可以实现CATIA三维模型的参数化设计。ANSYS软件自带二次开发工具APDL语言，全称ANSYS Parameter Design Language(ANSYS参数化设计语言)，可以建立参数化的三维CAE有限元分析模型。

结构快速设计平台的应用实例；

步骤1：启动开发的设计平台，进入主界面，选择所要设计的舱段类型，即圆柱形舱段或圆锥形舱段，然后输入相关的尺寸参数，包括舱段外径，舱段长度，舱段壁厚。

步骤2：输入完整的参数后，点击参数检测，后台程序会对输入的参数进行逻辑判断并给出提示。如果参数合理，点击确定建模，程序会将相关的参数保存至后台数据库，并驱动CATIA生成相应的三维模型。

步骤3：用户对生成的三维模型确认后，可以点击结构分析，程序会启动有限元分析，并根据数据库的参数生成安全逃生舱及舱段的有限元分析模型。

步骤4：在ANSYS软件里对安全逃生舱及舱段进行有限元分析，并根据结果回到主界面，再对设计参数进行调整，重复上述步骤1～3，直到得到合理的产品为止。运用此开发的平台可以实现航空飞行器、安全逃生舱及舱段结构任意创新的快速设计，设计人员可以通过进一步分析计算，最终可以得到符合设计要求的产品。

典型舱段三维设计模型和有限元分析模型：在设计各种舱段结构的同时，特别是引入安全逃生舱的整体航空飞行器舱段设计，又要同时考虑智能结构的应用。传统结构是一种被动结构，一经设计制造完成后，只能被动地接受环境的影响，不能在其使用过程中对其性能实施动态监控，也不能对环境的变化做出适当的反应。

依靠传统结构技术很难有效地解决诸如：大型柔性结构的振动，冲击和噪声控制，各种结构的形状控制，空间桁架结构的精确定位，结构部件的损伤检测和修复问题。这些都是安全逃生舱应用的航空飞行器设计中必须考虑的制造技术。

智能结构的组成：叠层材料的分析、设计及制造技术，材料本构关系中非对角项元素的描述和应用(如：材料机电特性耦合关系的数学描述)，计算机科学和微电子技术的发展，是智能结构工程应用的基础。智能结构之所以具有智能在于它的自主辨识和分布式控制功能。即感知、辨识、寻优和控制四种基本功能。

为了实现这些功能，智能结构至少应该包含传感器、致动器和控制器三个要素。传感器 感受环境各种信号参数的变化，并按照一定规律将变化转换成光、电、磁信号。满足信息的传输、处理、存储、记录、显示和控制要求。控制器分析传感器传送的信息，以确定主体结构的变形，损伤的位置及程度，根据预制的控制逻辑(算法)，发出变形指令。致动器将控制器发出的电信号转换成机械信号，从而达到调节结果状态的功能。较为理想的力学致动器应能直接将电信号转换为母体材料中的应变位移。

智能结构的基本思想是使结构具有感知周围环境变化，如：温度、外载荷变化、材料内部的损伤、破坏的各种参数。并能针对这种变化做出适当反应的能力，从而提高该结构在使用中的功能、寿命和生存能力。当外界环境发生变化时，结构会发生一定的形变，这时传感器感受到结构形变，将反馈信号反馈到控制器，根据预制的消除此类结构形变的控制律，控制器向致动器发出控制信号，经功放使致动器产生适量的反向作用，改变结构的状态。从而提高结构耐受性和智能形变控制，特别是空间航空飞行器的生存能力。

智能结构的分析方法：解析法、有限元法，建立智能结构的数学模型。利用实验室来验证数据的准确性，并根据实验结果修正模型。

(1)解析法：建立具有主动约束层，阻尼结构欧拉梁的微分方程，并讨论了相应控制方程的可控性、可观性及稳定性。并且通过带有压电材料的智能结构的静、动态应力分布问题，给出了压电材料与结构之间耦合的静动态模型。根据实验，对理论数据进行验证。

(2)有限元法：是研究具有监测和主动控制功能的智能结构的方法。当要求分析结构的系统特性，评价传感器和致动器数量及位置对系统的影响，研究结构参数变化的鲁棒性时，有限元法往往缺乏灵活性。

(3)试验法：主要用来验证和修正解析模型和有限元模型。

智能结构在实际航空飞行器中的应用：

延长结构的疲劳寿命，航空飞行器中的一些关键构件是有复合材料制造的，而这些部件要与金属相连接。由于结构的不连续性，结点处的应变通常比较大。若采用智能结构自适应调节结构的应变，并将其从结点集中处转移，就可以延长结构疲劳寿命。

实现结构振动主动控制主航空飞行器结构体和安全逃生舱结构体，相互之间的结构是包裹嵌入的设计模式。在空间运行时，不同结构体之间存在振动现象。如不采取措施对其振动进行控制，一旦受到某种激励作用，其大幅度的振动要持续很长时间，这会直接影响航空飞行器结构的运行精度。因此，控制柔性结构的振动是非常必要的。实现形状控制：不同航空飞行器结构为了实现其特定功能，需要精确地控制其位置和指向。热载荷，静力以及动力载荷的变化，干扰着大型空间结构的形状及位置精度。调姿，变轨和各种周遭环境的突然变化的参数使得这些结构的工作环境比较复杂。当各种突发状况时，安全逃生舱必须采用智能桁架结构，以实现形状控制和结构振动控制。

实现损伤检测：同理在任意突发状况时安全逃生舱的主要载荷是冲击载荷。这种冲击载荷的特点是局域性强，危害面广。受载最严重的部位不仅是时变的，而且是随机的。人工检测几乎是不可能在较短时间内完成检测。一旦采用智能结构就能够分析构件损伤程度，针对不同损伤做出改变外部载荷的指令，调整安全逃生舱以及容纳舱的舱体受力状态和受力分布，从而达到阻止或者减慢损伤扩展的目的。

高能束流增材制造技术是一种从三维数模概念设计到三维实体柔性制造一体化的高新技术，它以离散堆积增材制造的成形思想为基础，综合利用高能束热源、计算机、数模、数控、冶金和新材料多学科交叉融合的一项高新的先进制造技术。突破了传统制造工艺的变形成形和去除成形的常规思路，可直接根据零件三维数模，利用金属粉末(或丝材)直接获得任意复杂形状的实体零件或只需要进行少量加工的毛坯，易于实现“近净成形”的材料加工新理念，特别适用于制造具有复杂结构的难加工钛合金零件；并且制造过程无需任何工装夹具和模具，具有高灵活性、高材料利用率、高效率以及低成本优势。由于材料及切削加工的节省，其制造成本可降低20％-40％，生产周期也将缩短80％，从材料性能角度，可以制造的结构件具有微细、均匀的、各项优异的综合性能。

特别适用于航空航天领域订单需求或特别定制化的要求。随着高能束流增材制造技术的应用不断扩大，在不同应用领域进一步发展，形成了3种各具特点的直接成形技术，即：激光近净成形技术、激光精密成形技术、电子束快速制造技术。目前，以上3种技术已发展到金属原型直接制造阶段，尤其是在钛合金材料上的成功应用将对航空工业产生非常重要的影响。

(1)激光近净成形技术；

激光近净成形技术是基于快速原型技术和同步送粉(基础材料)激光多层熔覆技术基础上发展起来的。根据结构件和零件三维数模，利用激光熔化同步供给的金属粉末形成熔凝组织，通过多层熔覆制造三维实体零件，实现高性能难加工金属零件的快速、无模具“近净成形”。

(2)激光精密成形技术；

根据零件三维数模，利用高能量激光束逐层熔化金属粉末。通过逐层铺粉、逐层熔化凝固堆积的方式，制造三维实体零件。此技术尤其适合制造传统工艺，如锻造、铸造、焊接的传统工艺无法成形的、内部有异常复杂异形结构的零件。

(3)电子束快速制造技术；

电子束快速制造技术在激光成形技术基础上发展而来，以高能量密度和高能量利用率的电子束作为加工热源，当高速电子轰击金属粉末时，其动能立即转化成热能，使材料快速完全融化并成形三维实体零件。与激光成形不同的是电子质量远大于光子，相对于激光束电子束动能更大。当高速电子束轰击金属粉末时，易出现吹粉现象，即预制松散粉末在电子束的作用下被推离原位置。吹粉现象会导致粉末在熔化前偏离原来位置，影响成形质量。电子束熔丝快速制造技术采用丝材替代粉末为原材料避免了吹粉问题。该技术具有成形速度快、材料利用率高、无反射、能量转化率高等特点，成形环境为真空，特别利于大中型钛合金之类高活性金属零件的成型制造，但该技术精度较差，需要后续表面加工。

综上所述，高能束流快速制造诸多技术各有优缺点，高能束流增材制造技术不受模具、刀具、夹具限制，可制造任意复杂形状结构件。此技术使复杂零件的制造问题迎刃而解，必将改变航空飞行器的设计和制造，引领飞行器结构设计新变革。

第四：航空飞行器复合材料制造装配工艺；

先进复合材料制件装配工艺：

(1)复合材料制件。交付的复合材料制件必须符合图纸和零件交付状态；

(2)预装配修合；

绝大部分复合材料制件的交付状态为工程图纸的最终尺寸，但是为了满足装配协调要求，往往在制件的周边留有一定的余量。预装配修合就是将复合材料制件装配到型架的正确位置上，初步定位后，再去除制件上周边的余量，达到图纸要求。由于复合材料本身的特点，去除余量时往往会出现分层、剥落、过烧、纤维拉出缺陷。为此，一定要选择专用的工具和适用的工艺方法去除余量。

(3)制孔，锪窝；

为了获得良好的孔径，满足装配要求，制孔时应注意下列关键工艺。制孔前准备与金属材料制孔不同，复合材料制孔要求使用一次性支撑底板或钻孔垫板，垫板的材料最好与制件的材料相同，也允许使用其他材料。

钻孔工艺：

a.按“制孔前准备”的要求，在制件背面放置一块支撑底板或钻孔垫块，要求点点定位100％地夹紧；

b.制孔操作要求挑选适用长度最短的专用刀具；

c.按设计提供的切削参数制孔，钻孔--扩孔的精度可达到H10；

d.如果芳纶复合材料与连接的金属构件不能直接整体钻孔，必须首先按上述要求单独在复合材料制件上钻孔，然后再与金属零件组合夹紧，从复合材料制件一侧按通用钻孔工序。 钻孔通过金属构件时，应特别小心，避免复合材料上产生边缘载荷；也可在金属构件上单独制孔，再按上述程序从金属件一侧向复合材料制件钻孔。锪窝时要选用专用锪窝钻，锪窝钻上应带有相关紧固件的转角半径要使用锪窝限位器。

(4)连接；

航空飞行器装配中广泛采用的连接形式是铆接、螺接。这种工艺方法也同样适用于复合材料制件装配要求。由于复合材料制件本身的特殊性，关键部位多采用螺接，而不是铆接。这是因为在铆接过程中复合材料制件受到冲击和钉杆膨胀时会对孔壁内部结构造成损伤。

(5)切割；

复合材料结构切割时易产生毛边、分层、开裂缺陷。起割和停割处最容易出现上述缺陷。为此选用了金刚石砂轮片切割。切割时用力要均匀，进刀平稳。通过大量的试验发现复合材料与金属材料连接时，其连接部位纤维取向决定了结构的破坏形式及结构的疲劳寿命。复合材料的破坏往往表现为拉脱和挤压混合破坏。通过合理安排各方向纤维含量可以设计出所需的破坏方式。

基于HOOPS的三维装配工艺建模系统；

基于HOOPS的三维装配工艺建模系统，需要将三维几何模型、多媒体装配动画、部分文本数据集成在一起，是一个多种数据结构集成的平台。

设计操作流程：首先，三维工艺建模系统将从数据库中读取三维产品模型，在HOOPS环境下，通过对模型的分段处理获得产品结构树，并将产品结构树存入数据库；其次，对模型进行操作，包括标记定位基准，标注相关尺寸和公差信息；然后，以三维产品模型和工装模型作为输入源，在装配仿真环境下进行仿真，并将仿真结果存入工艺数据库；最后，利用产品三维几何模型、装配操作动画数据，生成三维AO。三维AO的生成AO(Assemblyorder)即装配指令，是工艺部门根据工艺设计要求、工厂现有的工艺水平，编写的工艺文件。用于向装配性质的生产单位下达生产任务、指导工人生产和产品生产的装配过程相对应。三维AO主要优点，一是：工序内容上由纯文本文字描述变为三维动画结合文字的描述方式；另一方面是：二维附图和二维标注变为三维附图和三维标注。并在实际生产中提出基于模型的三维AO技术，基于模型的三维标注，产品的三维模型只能表达产品的结构形状，而产品的各部分零部件的相对位置、公差信息、零部件名称，诸如此类相关信息则需要通过标注以及注释来确定。随着三维视图的发展，标注和注释环境也由最初的二维平面发展到三维空间。以往，三维附图的制作过程，往往是借助第三方软件完成的，如果需要修改则需要重新在第三方软件中完成，由于修改不是实时的，将产生工作繁琐、容易出错的缺点。

由于产品结构日趋复杂造成其装配方法复杂。在三维动画的制作中，利用达索公司DELMIA软件进行装配仿真，输出仿真结果，生成装配动画。

第五：航空飞行器结构系统协同布局优化设计技术与实现；

针对第二点，并不是整个航空飞行器结构系统进行了设计就可以达到实际的应用。还需要进行整个飞行器的结构的系统协同优化布局。特别是针对安全逃生舱的各种异构体的设计，所以必须进行优化。

整体航空飞行器在飞行过程中承受着热载荷、惯性载荷以及由气动载荷引起的冲击、振动等复杂载荷。显然，设备组件的布局和支撑连接结构的构型这二方面因素从根本上决定了结构系统的整体力学性能及稳定性。为保证飞行器的平衡与稳定性并避免设备或结构的损坏，需要对这2种布局形式进行合理的优化设计。

如何能够同时体现几何装填和结构构型的协同优化设计？假设每一个安全逃生舱是具有不同构型的结构体。

从模型分析上，安全逃生舱就是近似于填充到航空飞行器中的各个结构体。装填布局优化的最关键难题包括优化问题的定义、组件干涉的规避，对于任意外形轮廓的组件而言。目前几乎无法用显式函数精确描述其几何干涉，也无法建立简单直观的干涉函数形式。圆或球体之间的干涉检测十分简单，只须判断圆心(球心)之间距离是否大于两者半径之和即可， 同时该距离函数形式简单，易于求导，从而提供规避干涉的寻优方向。

求解三维装填布局的有限包络圆方法是二维问题的拓展，除了使用包络球来代替包络圆进行组件和设计区域的近似之外，每个组件的空间位置和方向包括6个自由度，即6个几何设计变量。采用21个包络球近似的4个小立方体、35个包络球近似的2个小长方体的组件将被放置在一个用6个大包络球近似的大立方体设计区域内。

初始布局下，假设所有组件都被随意放置在设计区域外部，设计目标是在将所有组件放进设计区域以内并获得最紧凑的立方体装填形式。在经过数次优化迭代后，可得最终空间布局。在飞船、卫星之类典型航空航天飞行器结构系统的布局优化设计中，转动惯量是保持航空飞行器飞行稳定和平衡的重要指标，因此有限包络圆方法也可以求解以转动惯量为目标的优化设计问题。由此做出直接的设计分析方法，建立了Boss-Quattro和ANSYS之间专用的数据交换接口，分别称之为：

(1)参数驱动，用来从ANSYS模型文件读取设计变量的参数信息并进行变量上下限的定义，同时实现设计变量更新的功能；

(2)执行驱动，借助系统调用实现ANSYS对指定模型文件的分析工作，并驱动外部计算模块与ANSYS实现协同工作；

(3)响应驱动，从ANSYS输出的格式化文件中寻找并获取优化设计所关心的响应结果和灵敏度数据，传递给Boss-Quattro的优化算法。为了对比不同条件下支撑结构的优化构型，采用拓扑优化求解无组件条件下该结构框架的结构构型，可以发现二者在结构细节上并不相同，这也表明协同布局优化并不等同于将组件简单而直接地嵌入到拓扑优化设计结果中，组件布局和支撑结构构型的同时优化设计反映了二者之间的耦合承载关系；

第六：航空飞行器整体蜂窝状结构耐撞性分析及制造；

飞行器耐撞性研究方法。由于航空飞行器坠撞过程涉及高强度的材料和几何非线性，并且有接触撞击性问题，考虑到复杂的飞行器结构，难以从理论上进行研究。因此目前的航空飞行器耐撞性研究主要采用了数值模拟和试验的办法，坠撞试验是评估航空飞行器安全性最重要的手段之一。但是试验方法所需费用高、研究周期长，而且受到传感器和数据采集手段条件的限制，所获得的机体动态响应数据也十分有限。相对于试验方法，数值模拟方法大大弥补了试验技术的不足。虽然数值模拟方法能够得到较为准确的坠撞响应数据，但是飞行器耐撞性设计仍然无法离开试验的验证。目前的飞行器坠撞试验主要集中在机身破坏模式、新型吸能结构、部件级结构设计、舱内设备响应和乘员安全评估。尽管有不同的结构设计方案，但是机身结构耗散的冲击动能基本不变，因此要尽量使冲击载荷保持在平均载荷附近，以减小加速度峰值。

同时需要尽可能减小压溃距离其中：E为机身内能、S为压溃距离、S_max为最大压溃距离、F为冲击载荷、F_mean为平均冲击载荷；

为了得到稳定的压溃冲击载荷，能量吸收结构的设计就显得尤为重要。航空飞行器结构耐撞性设计一般为先进部件级的冲击动力学研究，然后将吸能元件应用于简化的机身段，最后全机身结构的耐撞性进行研究。

机身加强框结构是大中型航空飞行器耐撞性设计中的关键结构，最多能耗散一半的冲击动能，加强框的变形决定了整体的破坏模式，其结构设计对整体结构的冲击动力学特性有重大影响。由于飞行器坠撞问题涉及到结构力学、塑性力学和应力波学科，而且飞行器由加强框、蒙皮、隔框和长桁多个部件组成，难以对坠撞过程进行理论分析。而加强框为机身耐撞性理论研究提供了一个重要途径，目前的理论研究工作大都基于简化的飞行器结构，并主要 针对机身加强框结构。对半圆形机身加强框在准静态情况下的弹塑性变形进行了研究，在线弹性假设下，破坏过程分为点接触、线接触和后屈曲接触三个阶段，分析得到结构能够与试验取得较好的一致性。

基于Vlasov-type曲线棒理论对复合材料机身框采用遗传算法进行优化，通过计算得到的优化结构大大提高了能量吸收能力。同时改进提出了一个用于静态冲击载荷下机身加强框能量吸收的数学模型，采用此模型能优化加强框截面形状，通过此模型能够准确预测破坏的位置和顺序，但是并不能正确得到冲击载荷大小和第一个破坏发生时的位移。为一种飞行器加强框结构、机身骨架结构的破坏行为进行了研究，得到了静动态载荷下的载荷分布情况，发现弯矩分布形状与隔框尺寸无关，能够更好的理解机身结构的破坏行为。

客舱地板撑杆结构在大中型航空飞行器中用来支撑客舱地板。研究尝试改善开剖面结构的耐撞性并应用于飞行器结构耐撞性设计，将性能优良的结构应用于客舱地板下部撑杆结构设计，能够大大改善机身结构的耐撞性能，而不必过多改变飞行器原有结构设计。对客舱地板下部撑杆结构采用开剖面或方管的能量吸收方式及飞行器耐撞性进行了系统研究，得到撑杆结构两端分别与客舱地板梁和飞行器加强框固定连接的情况下飞行器结构的耐撞性能。

第七：航空飞行器新型复合材料壳体制造技术分析；

先进复合材料具有比强度高、比模量高、性能可靠、可设计性强、抗疲劳断裂性能好、耐腐蚀和易于整体成型复杂构件的优点。是航空、航天飞行器的主要结构材料之一。复合材料整体结构一般指一次成型的大型复杂复合材料结构，如：飞行器舱段、翼盒、整体油箱、大梁和加强框。大面积整体成型是复合材料独有的优点。

(1)安全性是航空飞行器必须考虑的问题。复合材料整体结构减少了零件的分段和对接，改善了结构的应力集中，提高了结构的安全性和可靠性。以往的使用经验表明，整体壁板具有良好的静力强度、抗疲劳、耐久性、损伤容限和可靠性特性。并且在结构重量减轻50％的基础上保持了优异的损伤容限特性。

(2)整体结构同样有利于改善飞行器的舒适性。航空飞行器机身为整体复合材料结构，且抗疲劳性能的改善和耐腐蚀性的指标也显著提高。

(3)低成本是飞行器保持竞争力的关键。结构的整体化采用全共固化新的设计理念和相应的制造技术，可以缩短产品的研发和制造周期，提高构件的生产效率；最后，整体结构减轻结构重量，降低燃油消耗，节约运营成本。

(4)整体结构设计技术。复合材料整体结构不能只是取消一些连接紧固件，将原来设计采用的结构形式简单地拼接在一起，而应根据复合材料的传力特点和飞机结构设计要求，工艺成型方法重新再设计。

(5)整体结构的可成型性分析技术纤维预制体的渗透性、孔穴或干斑的形成、残余应力和固化变形是影响复合材料制件质量的几个主要方面。对于大型整体复合材料结构件来说，一方面，结构设计对构件质量的影响更加突出；另一方面，若制造不当将导致大件报废，大幅度增加制造成本。

(6)低成本复合材料制造技术是复合材料整体结构的关键。首先，整体成型要研究共固化、共胶接和二次胶接，并注意与此相关的胶粘剂和树脂体系的开发。其次，还要密切跟踪自动铺带(ATL)和自动纤维铺放(AFP)技术的发展。这种自动化的铺放技术是在已有缠绕和铺放技术上发展起来的，适用于机身等大型复杂曲面形状的制造，具有快速、准确、节省原材料等优点，可以提高生产效率。

当前的应用技术，预成型体复合材料液体成型工艺技术(LCM)是先进树脂基复合材料低成本制造技术的一个重要方面，目前已获得相当成功的有RTM和RFI工艺，它们是制造整体结构的最先进技术之一。另外，在零件固化方面，传统的热压罐固化初期投资大，要求高温高压，大型制品还受到成型设备大小的限制，采用电子束固化可以显著降低大型、复杂、整体结构复合材料构件的固化成本。最后，电子束固化与纤维铺放技术相结合，能够成型大型整体部件。

(7)整体结构的损伤检测技术。复合材料的损伤检测包括以下几个方面：生产过程中缺陷检测，结构试验中损伤检测，飞行过程和使用维护过程中损伤检测。其中，无损检测是保证质量和验收制件的重要手段之一。整体成型要求有适应大件无损检测的方法和设备。目前，中国国内技术已经可以达到进行大型整体结构生产过程中的损伤检测。

碳纤维复合材料壳体加工工艺，碳纤维复合材料构件在制作时一次成形一般只能做到比较规整的形状，并不能实现所有的设计特征，这就需要进行大量的二次机械加工来完成剩余的设计特征。对于碳纤维复合材料壳体其主要的二次机械加工包括孔加工、特殊形状切割加工、盲槽加工、表面打磨加工。针对传统的CFRP钻孔加工工艺易产生毛刺缺陷问题，开展了“以磨代钻”新工艺。采用电镀金刚石钻磨刀具能够提高加工效率，降低加工成本能够满足数控加工中大量孔加工的需求。

特殊轨迹切割加工。为能够与其他构件进行连接，在工件设计方案中还有很多特殊形状的边缘特征需要通过二次机械加工来实现，特殊轨迹切割加工要比孔加工的材料去除量大，刀具磨损也较大，而目前比较多的切片切割只能进行直线或者平面切割而不能应用到特殊轨迹切割加工中来。

为了能够达到设计要求，首先需要按照设计的特征采用传统机加工方法做一个金属样板，然后通过特定工装进行压板的装夹。把样板与复合材料板进行固定后，只需按照样板把内部多余材料去除即可。其次按照样板轨迹在内侧进行一系列小间距孔加工。再次通过装夹有直径小于孔直径的棒状电镀金刚石砂轮，手持砂轮高速主轴把每个孔的小间距之间的材料以磨削的方式去除。最后仍然使用该方法按照样板的形状进行边缘的修磨而达到要求的特征。

盲槽加工，随着对零件功能需求的不断提高，碳纤维复合材料回转壳体复杂程度不断增加，需要进行大量材料去除的盲槽特征加工也逐渐成为一个不可避免的二次机械加工。对于直径较小的圆形盲槽，可以通过相应直径的电镀金刚石砂轮进行钻磨加工，但是在加工过程中其切削面在刀具端面处于一个完全封闭的状态，其排屑能力极差，现场加工中多用台钻进行断续推进的方式进行排屑和刀具冷却，此过程中较依赖于操作人员的经验与对加工状态的观测，人为因素占据主要地位。另外对于特殊形状的盲槽现场多采用的是类似特殊轨迹切割，手工加工的方式进行钻孔修磨的加工过程，但是其内部所有材料都需要通过修磨加工来去除，这将导致需要进行大量的切削过程，刀具磨损很严重而且加工效率低下。打磨加工在复合材料构件一次成形后，不与模具接触的表面都比较粗糙，不能满足精度要求，需要通过打磨加工按照设计的精度要求及壁厚要求把多余材料去除。在现场加工中主要采用传统的外圆磨削的方式来实现该过程。

第八：航空飞行器壳体类零件设计及仿真技术；

壳体类零件是机器的基础件之一，主要功用是保持各轴、套以及齿轮在空间的位置关系。使其能够协调地运动，并起着连接、支撑各零件的作用，因而结构一般复杂。航空壳体类零件对于壳体不但起连接、支撑作用，而且需要满足各油路系统的功能实现。因而结构比普通壳体的结构复杂得多，航空壳体类零件一般由许多不规则型腔和型面组成，并存在大量的油路孔，且孔距精度要求高，壳体的壁薄厚不均，由于设计要求高，从而加工难度大，导致制造周期过长。

利用UG和VERICUT软件功能，提出虚拟加工仿真方法。

对于这种复杂的壳体在实际加工前，需要利用虚拟加工仿真方法对实际加工进行分析和模拟。该虚拟加工仿真方法包括两方面，一方面用来检查数控程序的正确性和运动是否干涉。由于数控加工过程隐含在数控程序中，而数控程序中的错误又不容易发现。因此在实际数控加工过程中，为了校验数控代码的正确性，需要进行反复试切，直至确认数控代码能够完成预定的加工任务，同时数控加工参数也需要反复调试。利用VERICUT软件模拟刀具轨迹显示法和机床试切法对数控程序和干涉进行检验。从而大大提高机床的利用率，缩短生产周期。另一方面，利用UG软件的分析功能，对加工部位进行分析。如：切面分析、油路孔分析和加工路径分析，能直观明了观看加工部位，优化加工轨迹，提出更合理的加工工艺方法。

航空壳体类零件虚拟加工仿真系统的程序流程内容和功能说明如下：

工件、夹具和刀具的装配对于该类零件一般使用五坐标联动机床进行加工，而五坐标机床需要考虑到工件、夹具和刀具的外形、参数以及压紧板的位置多种因素。采用装配的形式将这些CAD参数化模型加入仿真系统，可增强仿真系统的灵活性和通用性。用户根据实际加工情况，在UGCAD环境下建立刀具、刀柄、工件和夹具的参数化模型。根据工厂的实际加工状况，把夹具、工件以及压板在UG下装配好，然后导入VERICUT中，在VERICUT环境下就可以完全真实地模拟实际的加工。

对加工部位的分析。航空壳体类零件结构虽复杂，但是基本上由孔系和型面体单元组成。对于不同的单元，在加工前要用不同的方法对其进行分析，从而找出最优的加工方法。

仿真环境的初始化。仿真模型建立后，必须对UGCAD环境进行初始化。首先进入加工模块，在UGCAD环境下初步仿真检验。为了能够更好仿真加工过程中控制机床各部件运动，常采用VERICUT软件环境下进行仿真。进行仿真之前必须对机床模型中的几何体进行遍历，得到相关几何体的指针。

根据机床各轴的位移以及刀具的切屑运动，仿真软件将计算加工后的零件信息，并对它进行三维实体造型。仿真过程的干涉检查和过切检查主要是针对加工过程中刀具与工件、夹具、工作台以及压紧板之间发生的干涉。由VERICUT仿真过程使用三维实体造型且能很好模拟实际加工。因而能很好检查程序的正确性和各部件是否干涉，干涉检查实质上是判断机床模型三维实体在运动过程中是否相交。利用模型几何体的指针，对加工过程中可能会发生干涉的运动部件的位置关系进行干涉检查计算。

加工误差的分析。加工误差产生的机理复杂，影响因素繁多，而且表现形式及规律性各异。但是通过对误差产生的原因分析，可以从加工方法的原理来减少误差的产生。比如受力变形误差、刀具磨损误差，可用补偿的方法消除。而加工方法的原理产生的误差可以通过优化、加工工艺来消除。还有可以利用有限元解析方法，输入被加工材料特性及摩擦状态物理特性、切削条件及刀具形状边界条件。通过有限元解析刚性方程、可输出切削力、剪切角、切削温度及带有切屑生成状态特征的量化参数，从而量化加工误差。也可以借助UG、VERICUT软件的部分功能来实现误差分析。

第九：航空飞行器复合材料结构整体成型技术及复合材料模塑成型工艺，整体构造数字化设计技术；

初步设计：在结构件功能定义和使用环境确认后，根据预期可能出现的外载荷，依据结构设计准则和工程经验初步定义结构件由若干区域组成，各区域的叠层特征、铺层材料和铺层方向，并创建结构件轮廓模型进行预装配检查。利用专门的数字化设计模块完成区域定义和相邻区域过渡区定义，建立结构件实体模型和外部曲面，按照叠层板的强度，刚度参数确定各区域的初始铺层。选用适用的有限元分析软件对初始铺层进行优化设计。

详细设计：铺层优化设计完成后，按照初始定义的区域和相邻区域过渡区模型、结构件包络面创建精确实体，精确实体用于集成数字样机建模。详细设计阶段的工作是确定铺层顺序，应优先采用已被验证可接受的成熟设计。夹层结构的夹芯形状可通过三维造型软件精确定义，其数模可以被数控铣切工艺规划系统直接调用。结构件精确实体模型和夹心精确实体模型确定后，可依据铺层顺序创建各个铺层的精确实体模型。

工程图样和二维视图仍然是工程实践不可缺少的，利用三维模型生成工程图样，并对图样实施必要、准确的标注。利用各种分析工具模拟热、压力、热压成型时间对结构件成型后残余应力作用产生的变形，以调整铺层顺序，改变成型参数，提高结构件制造质量。

结构分析：先进复合材料航空飞行器结构最常见的结构形式有薄壁层压板蒙皮、接头类实体、夹层板、框、肋、梁。同金属结构相比，复合材料结构具有各向异性、耦合效应、层间剪切的特殊性质。因此复合材料结构的精确分析远比各向同性材料的结构复杂。

先进复合材料结构分析所预计的机械特征应尽可能接近工程实际，要对层间剪切效应、固化残余应力及部分铺层失效后的屈曲失稳进行精确计算。

通过航空飞行器整体结构的分类确定结构制造成型技术。按照复合材料整体结构的应用层次可分为骨架类整体结构，蒙皮类整体结构，一般壁板类整体结构，盒段壁板类整体结构和盒段类整体结构五种形式。

(1)骨架类整体结构，针对航空上梁肋框等结构相对于分块或分段结构而言。

(2)蒙皮类整体结构，主要是指相对于单块翼面蒙皮结构，一体化整体结构面蒙皮。

(3)一般壁板类整体结构，主要指长桁和加筋高度不是很大，需要梁肋结构才能形成盒段结构。

(4)盒段壁板类和盒段类整体结构，主要指长桁和加筋被纵墙代替，不需要梁、肋结构就能形成盒段结构

制造准备：按照区域和叠层板定义以及铺层顺序制定铺层表，编制铺敷工艺卡片和铺带机执行程序。另，将各层精确实体或外络面加载到激光测量系统，可精确测定铺层的位置和方向。利用数字样机、专用仿真软件进行可生产性分析。

制造技术：预浸料热压罐法，共固化(co-curing)两个或两个以上的预成型件经过同一工艺规范一次固化成型为一个整体构件的工艺方法。

优势：与胶接共固化二次胶接相比，共固化只需要一次固化过程；共固化不需要装配组件间的协调；共固化构件的结构整体性好。局限性：共固化适用模具有限，一般采用复合材料模具或殷钢模具，共固化对模具设计制造的精度要求严格；共固化对树脂基体的流动性要求严，共固化更适合中低温及小压力条件下固化的树脂体系，对于夹层结构构件则需要胶黏剂型的树脂基体；共固化构件工艺技术要求颇高；共固化构件的尺寸精度控制难；共固化对构件的几何形状适用限制多；共固化结构适合Z-Pin工艺。

胶接共固化(co-bonding，也称共胶接)一个或多个已经固化成型与另一个或多个尚未固化的预成型件通过胶黏剂经过同一工艺规范预成型件，固化并胶接成一个整体构件的工艺方法。二次胶接(secondary bonding)将两个或多个已固化的复合材料零件通过胶接而连在一起的工艺方法：二次胶接无应力集中现象，提高结构的疲劳寿命；二次胶接不需要钻孔，结构完整性好，密封性能好。

预浸料法的模压工艺。将一定量经一定预处理的预浸料放入预热的模具内，闭模后在一定压力和温度下(条件许可还可处于真空环境中)使预浸料逐渐固化，脱模并进行必要的辅助加工的工艺方法。优势：既适用于制备如筒、罐、管、球锥等旋转体部件，也可以用来制备航空飞行器机身机翼之类简单的非旋转体部件；单向预浸带的宽度厚度和含胶量都可以达到非常精确的水平；可以满足纤维不打折，致密贴实纤维和纤维分布均匀要求；复合材料构件制造重复性高。

纤维缠绕技术：在专门的缠绕机上，将浸渍树脂的纤维均匀地有规律地缠绕在一个转动的芯模上的工艺方法。

带铺放技术：将标准预浸带从带卷中拉出来并且将其压在模具表面上，由设备将隔离纸去除，当一次铺放完毕时设备根据需要从不同的角度切断预浸带，并且紧接着夹紧进行下一次铺放的再启动的工艺方法。

丝束铺放技术：将浸渍树脂的纤维束组合成带压在模具表面上，当一次铺放完毕时设备根据需要从不同的角度切断预浸带，并且紧接着夹紧进行下一次铺放的再启动的工艺方法液体成形法。

RTM：即树脂转移模塑(ResinTransfer Molding)，这是一种在模具型腔内铺置纤维增强预制体，利用真空或注射装置提供的压力将专用树脂注入闭合的模腔内浸润预制体，进行固化成型和脱模的液体成形工艺方法。优势：RTM成形工艺最适合尺寸大结构比较复杂的构件；RTM成形工艺近净形化能力强；RTM工艺成型的构件内外表面尺寸精度高，重现性好，孔隙率低，性能稳定；RTM成形工艺可适用于多种形式的纤维增强材料；RTM成形工艺最适合于批生产量在中等规模的构件。由于降低了成型压力，总投资低于缠绕模压成形工艺。

RTM技术及其技术改进主要表现在以下几个方面：

对RTM所用树脂性能要求较高，比如高反应活性较短的凝胶时间和固化时间树脂固化后低收缩率挥发性小没有副产物产生，低粘度平台特性(一般为0.1～1Pa)；

模具的设计和制造，纤维预制体在模具中的铺放技术要求严格。模具应具有耐压耐温性能，并尽可能使模具与复合材料制品的热膨胀系数一致。模具的注射孔和排气孔位置的选择对树脂的流动和浸润至关重要，纤维预制体放置到模具中时，尤其对复杂形状的模具要尽量避免褶皱和局部纤维拥挤现象，预制体边缘与模具内表面要尽量吻合。

渗透率是RTM工艺过程的关键参数。不同结构和形状的纤维预制体的渗透率主要依靠实验测定。

柔性RTM工艺在柔性模上铺放好干态的预成型体，置入刚性的阴模中，把树脂注入模腔并控制柔性模膨胀或先使柔性模膨胀，然后注射树脂。固化成型后脱模该工艺主要用来制造空心结构，通过柔性模对预成型体的压实作用，制件的纤维体积含量较传统RTM工艺得到了提高。由于构件套合在柔性模上，脱模更为容易。

热膨胀软膜辅助RTM工艺将预成型体铺放在聚酚醋泡沫硅橡胶软质材料上，然后将其置入刚性模具内。利用软模材料与阴模材料热膨胀系数的差异，在模具加热过程中，软模受热膨胀对预成型体起到挤压作用，从而提高构件的致密性。

气囊辅助RTM工艺将预成型体铺放在密封的气囊上，置入模腔内，通过气囊充压压实预成型体。使预成型体贴附在模腔内表面。预成型体的外形与最终构件的外形并不一样，预成型体铺放在气囊上，置入模腔后即充压使得预成型体贴附在模腔内壁上，空心构件的外形是靠模腔的内壁形状保证的真空辅助树脂传递模塑(VARTM)

为了改善RTM注射时模腔内树脂的流动性浸润性，更好地排尽气泡，出现了一种使用敞开式模具，在注射树脂的同时于排出口抽真空的闭模工艺VARTM工艺，VARTM工艺其模具成本可以降低50％～70％，成型过程中基体挥发非常少，非常环保，因为真空辅助可以充分消除模具及增强纤维中的空气。使用VARTM工艺生产的单件制品的最大表面积可以达到186平方米，厚度150mm，纤维含量最大可达75％～80％。

RTM-LIGHT是一种综合RTM和VARTM的新型复合材料工艺，压力低于1kg/cm。树脂和固化剂通过注射机计量泵按配比输出带压液体并在静态混合器中混合均匀，然后在真空辅助下注入已合理铺放好的纤维增强体，模具利用真空对周边进行密封和合模，并保证树脂在模具内流动顺畅，然后进行固化树脂浸渍模塑(SCRIMP)。

RFI即树脂膜熔渗工艺(Resin Transfer Molding)，这是一种将专用热固性树脂膜放在预制体下，用真空袋封装代替另一边模具，放入烘箱或热压罐中在温度和压力作用下树脂膜熔化流动浸渍预制体，完成充模并升温固化成型的液体成形方法。

优势：RFI成形适用于制造大型复合材料构件和形状复杂的构件；RFI工艺成型的构件纤维含量高，孔隙率极低工艺重现性好；FRI工艺成型压力低，生产周期短，劳动强度低，对模具材料和设备要求低；RFI成形工艺不需制备预浸料，挥发份少。然后固化成型RFI技术浸渍长度短，缩短了成形周期，节省了制造成本，还可以降低原材料成本，改善厚度方向。

VARI即真空辅助成形工艺(Vacuum Assisted Resin Infusion)，这是一种在真空状态下排除纤维增强预制体中的气体，通过树脂流动渗透对预制体浸渍，并在室温下固化或在烘箱内加热固化成形的液体成形方法。

优势：VARI工艺适合成型大厚度、大尺寸的复合材料构件；VARI成形工艺不需要承受注射压力的闭合模具，仅需要在真空条件下不漏气的单面模具；VARI成形工艺不需要额外成型压力，仅需要用密封真空袋保证的真空度；VARI成形工艺作业温度低，经高温处理后可在较高温度下使用；VARI工艺成形的构件力学性能较好纤维含量较高孔隙含量低；VARI成形工艺设备投资、设备使用费用、能源消耗、人工费用都比较低，同时生产周期短。

复合材料液体模塑成型技术(Liquid Composite Molding)是将液态聚合物注入铺有纤维预成型体的闭合模腔中或将预先放入模腔中的树脂膜加热熔化，使液态聚合物在流动充模的同时完成对纤维的浸渍并固化成型为制品的复合材料制备技术。

尽管LCM工艺包含三个关键环节：即纤维预成型体的铺敷、树脂流动充模、树脂固化。技术操作：先将纤维预成型体放入模腔中，再将液态树脂(通常为热固性树脂)在外力作用下注入闭合模内，施加压力作用既可通过模腔内形成真空提供吸力，又可由重力或由压力泵压力容器提供，而后液态树脂浸润纤维预成型体，固化脱模后获得复合材料制品。与其它复合材料成型技术相比，LCM技术优点：适应范围广，可一步成型带有夹芯加筋或预埋件的大型复杂制品；可按结构要求定向铺放纤维；制品性能高，成本低；模具质量轻。

结构反应注射模塑(SRIM)是建立在树脂反应模塑RIM和RFI基础上的一种新型成型工艺。把长纤维增强垫预置在模具型腔中，再利用高压计量泵提供的高压冲击力，将两种单体物料在混合头混合均匀。于一定温度条件下，将混合好的树脂体注射到模具内，固化成型复合材料制品。

用的输入阀直接将泵和模具连接起来，混合料由输入阀流进，没有溶剂和树脂流出。系统及喷枪都由一台程控机控制，所有的注射参数都可预先设定，供模具选择。注射在一个连续的冲程内进行，这可避免传统活塞泵中因压力下降以及流量脉动所引起的问题。

其它采用先进设计及制造在结构上的应用：

数控喷丸成形技术是大型机翼整体壁板成形的先进技术，国外大中型航空飞行器的生产都无一例外地采用数控喷丸成形方法成形机翼整体壁板。

时效成形技术是适合于成形整体带筋或带格栅、变厚度带桁条且大曲率复杂形状的壁板。它是利用金属在人工时效过程中应力释放现象获得复杂型面的成形方法，适用于成形可以使用热处理强化的铝合金之类的金属材料。

连接技术方面，激光焊、搅拌摩擦焊、电子束焊，这些技术不需要使用铆钉，有助于减少气动阻力，同时降低了制造成本和飞机重量。

整体构造数字化设计技术；

采用在CATIA软件中建立精确几何实体模型，再导入MSC.PATRAN软件建立有限元模型，采用MSC.NASTRAN作为求解器进行分析。这样就保证了模型精确度，使得有限元网格划分更加合理方便，可以得到更加准确的结果。

使用MSC.PATRAN进行有限元建模的基本过程如下所述：

(1)几何建模：表示分析对象的空间几何位置关系。可以在MSC.PATRAN建立模型或者通过软件接口从其他CAD软件中导入。

(2)生成网格：有了几何模型，就可以用网格自动划分技术生成网格。也可以没有几何模型，直接创建有限元网格或者在部分几何模型的基础上生成全部网格。

(3)定义材料属性：工程结构都是由特定材料制成的，相同的材料在不同的载荷环境下也会表现出不同的力学性能，金属在载荷不大时产生的变形是可以恢复的，当载荷大到一定状态时其与材料力学行为相一致。

(4)定义单元特性：划分网格只是确定网格的几何拓扑关系，如一维、二维、三维单元，线性单元、高阶单元。定义单元特性，是要赋予单元以物理特性，使单元具有力学意义。单元特性包括单元的材料属性和几何属性(例：梁单元的横截面形状，板单元的厚度，安全逃生舱壳体壁单元)。

(5)定义载荷和边界条件：结构都是在一定环境下工作的，要受到约束和载荷。

(6)设定求解方法和求解参数，确定输出的计算结果：这时候建模基本完成，需要根据求解问题类型，从数值计算的角度选择恰当的计算方法，要兼顾到计算精度、计算速度和计算稳定性。

(7)对计算结果进行处理和评价：建模完成后，根据问题类型不同把数据提交给求解器。计算结果由MSC.PATRAN读入后处理。如果发现计算结果有问题，就需要查找原因，重新计算。

为了使有限元计算兼顾精度与速度，需要如下建模原则：

(8)几何建模原则：几何模型是生成有限元网格，因此要根据将生成的有限元网格的需 要进行几何建模。

(9)单元选用原则：有限元网格划分中单元类型的选用对于分析精度有着重要的影响。单元类型的不同是由于它所描述的结构的力学性能不同。

结构类型有杆、梁、板、实体、壳体。所以相应地有杆单元、梁单元、板单元、实体单元、壳体单元。

一个结构在不同的载荷条件下也会表现出不同的力学性能，所以要依据结构的力学性能以及载荷情况选择适当的单元类型。规则如：工程中常把平面应变单元用于模拟厚结构，平面应力单元用于模拟薄结构，膜壳单元用于包含自由空间曲面的薄壁结构。由于三角形单元的刚度比四变形单元略大，因此相对三节点三角形单元，优先选择四边形四节点单元。如果网格质量较高且不发生变形，可使用一阶假定应变四边形或六面体单元，六面体单元优先四面体单元和五面体锲形单元。

(10)单元划分原则：单元划分的合理性直接影响计算误差和计算耗时，必须控制好以下单元质量指标：

Z偏斜度(Skew)反映单元夹角的偏斜程度。对于四边形单元，理想夹角为90°，对于三角形单元，理想夹角为60°。偏斜度的计算表达式为：

α上式中为单元夹角，理想单元的偏斜度为零。

i歪斜度(Warping)歪斜度主要由歪斜因子和歪斜角来表示，它反映单元的扭曲程度。歪斜因子为单元对角线的最短距离d与单元面积之比。歪斜角度为单元对角线分割的两三角形垂直矢量间的夹角α。理想单元的歪斜因子和歪斜角度为零。

Z锥度反映单元由二对角线形成的四个三角形面积的差异程度。

锥度＝Ai/Aa(i＝1，2，3，4)；Aa＝0.25(A1+A2+A3+A4)

Z外观比例(Aspect Ratio)外观比例为单元最长边长与最短边长之比，它反映外观边界差异。对于理想单元，该值为l。

Z失真值(Distortion)失真值是反映单元质量的一个非常重要参数，为了得到最高有限元的精度。

第十：应用于弹射安全逃生舱的液压系统及现行技术方案；

高压化：液压系统压力等级主要为21MPa，但从新型航空飞行器A380，B787和35MPa应用压力等级可以看出民用航空飞行器紧随军用航空飞行器液压技术，也具有发展高压系统的趋势。这是因为就传动力和做功而言高压意味着可以缩小动力元件尺寸，减轻液压系统重量提升航空飞行器承载能力。当然高压系统也对设备的强度和密封材料的性能提出了更高的要求。

分布式：电液作动器EHA与分散式电液能源系统LEHGS新型电液技术。使得液压能源系统设计首次从传统集中分配式模式向独立分布式模式转变。大大减少了液压元件与液压管路(EHA、LEHGS)的结合。运用替代传统第三套液压能源系统备用系统实现了小功率负载用户到大功率负载用户的航空飞行器液压动力备份电液作动器EHA。将液压能源系统与用户系统有效地集成于同一元件内，从而实现了小功率作动子系统的分散化。为了减轻重量创新设计的分散式电液能源系统(LEHGS)通过微型泵技术为大功率自增压油箱提供技术支撑。

Claims (4)

1.将安全逃生舱整体作为航空飞行器的一部分或者连接在航空飞行器上又或者嵌入航空飞行器其中的独立结构单元。遇到紧急飞行状况且需要进行安全逃生操作时，安全逃生舱可以立即脱离的整体设计技术及应用。

2.根据权利要求1所述安全逃生舱可以是任意三维外观设计的独立单元嵌入到航空飞行器中或者就是航空飞行器整体构成的一部分，也可以任意三维外观设计连接在航空飞行器的外部(结构上)。

3.将安全逃生舱作为独立救生设备单元。当嵌入到大型航空飞行器中时，采取相应技术的弹射分离。或者是构成于大型航空飞行器的一部分，则可采取分解分离(分解方式上)。

4.根据权利要求1所述安全逃生舱应用于大型航空飞行器中，当遇到紧急飞行状态，需要安全逃生时。安全逃生舱在三维空间中采取任意方向的弹射分离或者任意方向的分解分离(弹射矢量上)。