飞机航线不走直线有很多原因：&br&&br&&b&
地球是圆的，地图是平的。&/b&&br&&br&
一般而言，距离超过400公里时，地球表面两点的最短距离，投影到地图上就和直线有了明显区别，在这种情况下，选择直航时，飞机在地图上的投影就是一条曲线。这个差别在长距离才会显得很明显。&br&&br&
早期来说，为了导航方便，一般采取等角航线，即测量出出发地和目的地之间的磁角夹角，然后只要保持飞机航线恒定就可以到达目的地了，此时航迹在地图上的投影就是一条直线。但是随着导航技术发展，就开始采用大圆航线，而大圆航线在地图上的投影就是曲线了。&br&
参考下图，地图上的Great Circle Route（大圆航线）看似曲线，实际上的距离要比直线的Rhumb Line（等角航线）短得多。
更详细的数学解释可以参考：&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/Great-circle& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Great circle&i class=&icon-external&&&/i&&/a&。&br&&br&&img src=&/c16f7c864eb1f3d3d5eb2e9_b.jpg& data-rawwidth=&1714& data-rawheight=&703& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1714& data-original=&/c16f7c864eb1f3d3d5eb2e9_r.jpg&&&br&&b&
导航技术限定，飞机只能向台或背台飞行。&/b&&br&&br&
目前最成熟的导航技术是IR（惯性导航）和VOR/DME（指向台）导航技术，这两种技术叠加可以保证飞机导航精度达到RNAV2，即在航行全过程中，95%以上的时间里定位精度在2海里以内，而VOR的一个缺点是依赖于导航台，且飞机只有在航向面向或背向VOR台时才能获得比较高的精度，因此飞机的航迹本质上就是从一个VOR台飞向另一个VOR台，在距离VOR台约10海里左右开始转向像一个VOR台继续飞行。&br&&br&
借用别人的一张图说明，十字星标就是不同的VOR台，粉红色的线就是飞机的轨迹，由于导航台的数量限制，飞机只能采取曲线飞行。&br&&br&&img src=&/113de73a9c9a81ab18b38_b.jpg& data-rawwidth=&600& data-rawheight=&562& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&600& data-original=&/113de73a9c9a81ab18b38_r.jpg&&&br&&br&
有人会问GPS呢？GPS直到第三代系统开始投入，约年，才可能在全球范围内达到RNAV2精度。对此，国际民航组织从2008年开始，逐步开始对基于GPS导航的导航设备开始论证使用，目前在欧美大陆，通过认证的飞机已经可以开始实行PBN导航，即不依赖VOR台的自由设计航线，中国大陆规划在2013年开始，2016年全面在民航采取PBN导航。&br&&br&&b&
地形/气象/空管限制，某些区域必须绕行。&/b&&br&&br&
这个应该很好理解，比如山峰、雷雨云、禁飞区之类，就不多说了。&br&&br&&b&
适航规章限定，主要是ETOPS规定。&/b&&br&&br&
这个是由于早期飞机发动机可靠性不足引入的规定，当时双发飞机很容易在飞行过程中出现单发失效，此时会对飞行性能造成严重影响，同时也给飞行员带来额外的负担，因此规定飞机的全航路中，任何一点到最近的备降机场的距离不得超过60分钟的航程，以便在飞行员疲劳或飞机结构受损到不可接受前，飞机能够着陆。当然，现在随着发动机可靠性提升，ETOPS限制普遍提升到了120分钟，下一代的380和787都在申请150分钟的ETOPS限制。详见&a href=&///?target=http%3A//zh.wikipedia.org/wiki/%25E5%258F%258C%25E5%258F%%25BB%25B6%25E7%25A8%258B%25E9%25A3%259E%25E8%25A1%258C& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&双发延程飞行&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&br&&br&
这个限制主要体现在跨洋和北极航线上，内陆航线与各航空公司实力有关，对于长距离航线，有实力的航空公司可能会沿路各个机场都签有保障协议，此时ETOPS只在穿越沙漠和高原是有所影响。实力不足的航空公司则无法和所有机场签协议，只能选择性的挑选，就有可能受到一定的限制。&br&&br&======================================================================&br&更新&br&关于第二条，很多业内也说了，十字星不是VOR台，他的标准名字是&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/Waypoint& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Waypoint&i class=&icon-external&&&/i&&/a&，为了省去解释为何在要在航路点之间直线飞行，我就简单描述为导航台了，便于业外理解。&br&&br&Waypoint 在航空业早期，实际上就是地上一个明显的地形/标志物等，又叫地标，飞行员就是靠目视对准地标飞来保证自己航路正确的。&br&随着无线导航技术发展，VOR台就成为主要的Waypoint了。&br&进一步的，随着GPS的应用，Waypoint理论上可以随机选取地球表面任一位置设置，只需要对该处进行GPS校准即可，这也就是RNAV的航路点设定来源了。&br&&br&在PBN运行前，飞机只能以直线在航路点直接飞行，因为：&br&1. 只要在航路点确认高度符合要求，在两点之间的直线上飞行，一定没有触地风险；&br&2. 沿航路飞行，空管只需要监控飞机的速度和顺序，就可以保证没有碰撞风险，加入偏置和单向高度层后，对飞也不存在碰撞风险。&br&&br&&b&因此，目前为止，飞机只允许在Waypoint之间的直线上飞行。未来普及PBN后，才可以不依赖Waypoint飞行。&/b&&br&&br&&br&PS：RNAV跟PBN的区别，业内了解就行了，我懒得展开了。&br&&br&关于GPS精度，静止状态下GPS精度可以达到10米级别，经过校准的可以达到1米甚至更低，飞机在停机坪上做导航校准时，可以达到分米级别。&br&但是在高速运动状态下，一方面精度降低，另一方面就必须考虑系统延迟了：如果飞控计算机晚了一秒获得位置信息，或者操作指令晚了一秒，位置可就差了几百米了。
飞机航线不走直线有很多原因： 1. 地球是圆的，地图是平的。 一般而言，距离超过400公里时，地球表面两点的最短距离，投影到地图上就和直线有了明显区别，在这种情况下，选择直航时，飞机在地图上的投影就是一条曲线。这个差别在长距离才会显得很明显。 早…
首先，提醒题主一点，&i&AirlineRating&/i&s考虑到低成本航空（Low Cost）或地区航空公司（Regional carrier ），其服务能力不能与大型国际航空公司（Full Service）相比，为反应出其相对低质的服务，因此对低成本航空或地区航空公司的评分，其满分并不是七星而是五星。&br&&br&Therefore we have adopted a simple easy to follow five-star system for regional and low cost carriers which reflects the most important features to passengers. - See more at: &a href=&///?target=http%3A///faq.php%3Fcat%3D1%23sthash.YBTQMQJy.dpuf& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Airline Ratings&i class=&icon-external&&&/i&&/a&&br&&br&可见，按照&i&AirlineRating&/i&s的评分，春秋和三大航的安全性是一样的。&br&&br&要讨论低成本航空和全服务航空的安全性差异，首先得搞清楚低成本航空是如何节约成本的。&br&&br&普适的节约成本方案，大致可分为三点：&br&&br&1. 单一机型。这同时可以带来削减航材储备，便于培训技术人员，便于航班调配等诸多优势，而其对于安全性也是有利的——长期维护相近的机型，技术人员可以更熟练，更不容易出现混淆而犯错等。&br&&br&2. 更高的飞机运行率。低成本航空的机队，日平均利用率普遍达到8小时以上，个别可以高达10-11小时，极个别飞机可能在短时间内达到14-16小时。很显然，过高的利用率对安全不利，一方面过短的过站时间不利用仔细的检查，另一方面当前的主流飞机是按照相对较低的利用率而设计的，高使用率可能带来潜在的提前老化，或结构疲劳问题。&br&&br&3.压缩服务成本。一方面削减一切非必需的服务，反而采取高价形式提供，另一方面压缩人力成本，乃至采取外包来进一步压缩。这方面对安全性的影响比较中性。工作外包现在是管理上的一个趋势，对安全性的影响还无法评估。&br&&br&这里插一句，可能与大部分人的想法不同，实际上低成本航空偏向于使用较新的飞机，新飞机起始投入高，但是运行成本要比旧飞机低许多，故障率也更低，此外，飞机使用过度也不得不说是低成本航空倾向于早点转手飞机的考虑之一。同时，由于持续运营导致的机体表面轻微变形增阻，和新技术的不断更新，飞机的燃油成本随机龄大约每年增长2%左右。&br&&br&然后聊点国内的特色低成本。&br&&br&第一个是冗员，三大航据说人机比是春秋吉祥的两倍，但是至少到了一线常常会有错觉，三大航的人似乎比吉祥春秋还少。春秋吉祥的办公室，10个人分50平米的办公室，东航两个人分120平米的办公室。&br&&br&第二个跟 &a data-hash=&221142cfe57d5cf0a1da717& href=&///people/221142cfe57d5cf0a1da717& class=&member_mention& data-tip=&p$b$221142cfe57d5cf0a1da717&&@管制汪&/a& 提到的段子有点类似，13年台风降临上海，预期风速大于10级，这种情况下即便飞机系留在机坪上也可能损坏，于是三大航纷纷在台风到来前一天离港躲风，取消数百航班。而吉祥春秋一直到台风到来前12小时，根据最新气象预报，认为风速低于8级，飞机可以系留，结果第二天基本满客飞走。国企领导决策更保守，低成本有全年延误取消率的KPI压着。&br&&br&最后，从最近几年的事故上看，除掉劫机闹事，风险源排第一的是飞行员，设备设计不周也占了一部分，与维护或者设备选装有关系的，印象中真就没有了。而影响飞行员操作最大的，个人认为是规章制度和监管力度，制度健全，日常监控到位，飞行员没有侥幸心理平时就不容易飞超限；监管得严，查处处罚力度大，管理者不敢对飞行员施压，就减少了极端情况运行。只要飞行员能严格按手册规章运行，安全性就有了下限保证，剩下的随机因素天灾什么的，考虑也没什么意义了。&br&&br&因此个人认为低成本航空和全服务航空，在相同监管条件下，不会有什么太大差异。
首先，提醒题主一点，AirlineRatings考虑到低成本航空（Low Cost）或地区航空公司（Regional carrier ），其服务能力不能与大型国际航空公司（Full Service）相比，为反应出其相对低质的服务，因此对低成本航空或地区航空公司的评分，其满分并不是七星而是…
只说技术层面。&br&&br&运十下马时，尚处于研发阶段，还需经过测试、认证阶段，由于无现有生产线，还需增加一个生产线建造阶段，最后才能进入量产，或者常说的投产阶段。&br&&br&运十的那个时代，只有两个用户，民航和军方。而两个用户对两架运十原型机的测试性能都完全不满意，必须进行重大改进才可能考虑购买。不满意的性能包括以下：&br&&br&1.
强度不足。静强度试验机完成实验后，检查出1650多项强度隐患，除铆接安装质量问题，不合格铆钉替代、漏铆等工艺问题外，还存在重要受力部位强行装配，相邻部件间干涉等大量设计问题。其中主受力部位左、右机翼10号肋就有超过100项隐患，下一步需要进行大量设计修改。试飞机完成初步试飞任务后，排查发现结构问题5300多条，825个零件需要更换。&br&&br&2. 结构超重。 由于当时国内无法生产高强度铝合金，也没有大型构件一次成型技术，故只能采取制造小件拼大件的方式，结果最后成品空重73顿，最大起飞重量110顿，对比而其测绘对象707，尺寸基本相同，最大起飞重量相同，空重多了20顿，导致业载极低，军方评估认定其运载性能在2000公里距离内，较已经大量列装的运8优势有限，费用却高了很多。&br&&br&3. 疲劳问题待解决。 由于缺乏历史数据和理论知识，运十的疲劳数据只能靠长时间验证飞行确认，而考虑到采用的主要结构材料，国产LC4铝合金已经被验证疲劳性能不足，而生产工艺上又采用了大量拼接和焊接工艺，疲劳风险很大，如果投产3-5年后试飞机上发现广布疲劳裂纹，谁也承担不起这个后果。&br&&br&4. 噪音问题。ICAO 在1977年就已经发布第三阶段噪音控制标准，CAAC已经决定接受这一标准，因此如不满足此条件，将不能允许运十在主要机场进行商业飞行。控制噪音主要依靠发动机改进和消声装置，运十预订的涡扇8短期内不可能满足要求，通过消声装置的话，一方面进一步加剧超重问题，另一方面效果有限，最后能否达标无法保证。&br&&br&基于以上原因，1981年民航总局提交的评估报告认为：“运十型飞机基本上是测绘仿造波音707/720型飞机，改换了机翼，缩短了机身，减少了起飞重量和商载”，“运十飞机还有不少重大技术问题有待解决”，“要能投入航线使用还要经历一个较长的时期”。“即使运十飞机达到了波音707型机的水平，也不过相当于六十年代初期国外第一代喷气客机的水平”，“由于能源危机引起油价上涨和1985年国际民航组织将对超过噪音和烟雾标准的飞机实行限制，波音707飞机已属淘汰机种”。拒绝使用运十飞机。&br&&br&&blockquote&当然，理论上运十存在改进可能，实际上上飞厂也申请了改进经费，并获得三机部和上海市委认可，认为只需1.68亿人民币即可完成改进工作。&br&&/blockquote&但是，改进工作存在以下瓶颈：&br&&br&1.
运十采用了 707的基本构型，选用了尖峰式高亚音速翼型，作为对比，时间接近的A300采用了超临界翼型，这导致巡航阶段运十的阻力过大；同时，110顿级飞机上沿用4发布局，大幅增加了维修成本和结构重量。当然，这也和无法采购到足够好的发动机有关。&br&&br&2.
下一代高强度金属材料和5万吨级水压机不解决，结构超重问题不可能解决。&br&&br&3.
运十主要测绘对象为707，从早期试飞结果来看，性能不太可能超过707，而707在1957年投产，当时已接近停产，而运十量产最乐观的估计也在1985年前后，量产即落伍30年。&br&&br&此外投产存在供应链风险，运十试飞机使用的是采购10架707时配套的4台 JT-3D 发动机，航电设备上虽然运十设计者坚持已经达到90%的国产率，但关键设备据信为采购707的备件，国产化的涡扇8和航电设备能否满足量产需求存疑。&br&&br&进一步改进研发还存在安全和政治风险，由于当时机场所限，运十只能在全国十几个大型机场起降，且均为国际机场。如果进行改进工作，必然要求大量的试飞工作，这方面的风险是民航局无法承担的。&br&&br&总之，纯从技术角度而言，进一步改进运十，乃至投产，其效率都不如从头研发一款新大运，而ARJ21项目，说明即便经过30年，我国基础工业的能力要想支撑一款不落伍的大运也是非常困难的，当然，运十如果持续发展，能否缩短这30年，是个见仁见智的问题。
只说技术层面。运十下马时，尚处于研发阶段，还需经过测试、认证阶段，由于无现有生产线，还需增加一个生产线建造阶段，最后才能进入量产，或者常说的投产阶段。运十的那个时代，只有两个用户，民航和军方。而两个用户对两架运十原型机的测试性能都完全不满…
实用的喷气式发动机主要可分为四类，涡喷、涡扇、涡桨、涡轴；前三者效率依次递增，涡轴发动机不直接提供推力，主用于直升机。这里主要讨论前三种发动机效率高低，可以用牛顿定律和能量守恒定律做一个简单的分析。&br&&br&飞机飞行中消耗的能量可分为有效能量和无效能量，有效能量即实际消耗在克服空气阻力做功，使飞机能够保持一定速度持续飞行所消耗的能量，无效能量即对飞机飞行没有直接帮助而消散的能量。&br&&br&对有效能量做一个简化，认为飞机不论安装涡喷、涡扇或是涡桨发动机，其在相同速度下空气阻力相同，故稳定飞行获得的推力相同，而消耗的有效能量也就相同，故讨论他们的效率高低，只要对比在提供相同大小的推力下，消耗的无效能量的大小即可。&br&PS：实际三种发动机的阻力并不相同，在最后会做额外分析。&br&&br&我们知道，喷气式发动机提供动力的来源是对空气做功，使其加速向后喷出从而获得反推力，根据冲量公式 F×t=m×V可知，决定发动机推力大小的主要因素，是单位时间内喷出气体的质量和速度乘积，显然，要想达到一定的推力，既可以提高喷射出的气体速度，也可以增加喷射出气体的质量，但其乘积不能变化。&br&&br&发动机消耗的无效能量，一小部分消耗在加热发动机本体并不断加热周围空气，基本可忽略；而绝大部分被喷射出的气体带走，喷射走的气体带走的能量又可分为两个部分，一个是气体本身被加热而带走的内能，E=C×d×（T2-T1），或者简化为E=d×m×ΔT，其中d为质量温度系数，另一个部分是气体喷射带走的动能，E=1/2 × m × V×V。&br&此外还有一小部分是燃料燃烧不够充分而丢失的化学能，不过这一点在现代喷气式发动机中基本无需考虑，进一步提高燃烧效率属于高投入接近无回报的研究了。&br&PS：为何喷射走的气体带走的热能要计算，发动机加热周边空气消耗的热能无需计算，不必多做解释吧&br&&br&显然，减少无效能量可以从三个方向入手：1、降低排气温度，2、减少排气质量，3降低排气速度。&br&&br&其中与排气质量、速度相关能量计算可变形为E=1/2 ×（m × V）× V，可以看出，在保持同等推力的情况下，不可能通过减少排气质量的方法减少无效能量。&br&&br&&b&结论：提高喷气发动机的效率归根结底只有两条出路：1、降低排气速度，2、降低排气温度&/b&&br&&br&&br&进一步思考，如何实现这两点？一个最简单的方法，就是在将燃烧室出来的高温气体，混入大量的冷空气，再喷出，就可以同时达到两个目的，同时由于增加排气质量，虽然降低了排气速度，依然可以保持推力不下降，甚至通过良好的设计，还可以增大推力。&br&&br&所以，喷气式发动机发展的历程就出来了：&br&1、最早的版本，就是现代的涡喷发动机的雏形，“简单”的将空气吸入，混油，燃烧，加速排出。&br&2、为了提高推力，就要增加排气速度，空气吸入后先通过压气机增压，再使用更好的燃料在燃烧室燃烧获得更高的温度，更热的排气，也就有了更高的排气速度。&br&3、燃烧室温度不能无限上升，材料吃不住，就从压气机额外引出温度稍高的气体冷却燃烧室，结果发现不但温度下去了，在不提高排气速度的情况下推力还增加了。&br&4、进一步加大冷空气的比例，最后索性单独装个大风扇专门向后吹冷空气作为排气，效率更好（涡扇发动机出现了）。&br&5、随着涵道比提高（不经过燃烧室的冷空气提供的推力和燃烧后的高温气体提供的推力之比），进气道太大了，干脆就把原来包裹在进气道内的大风扇拿出来，变成了螺旋桨。（涡桨发动机出现了）。&br&&br&所以喷气式发动机的效率从涡喷、涡扇、涡轴越来越高，排气速度和排气温度越来越低，排气质量越来越高。&br&&br&但是，为什么不抛弃涡喷发动机呢？&br&&br&涡扇发动机的一大标志就是那个大风扇，我们知道在相同转速的情况下，半径越大，叶尖的线速度就越大，而当叶尖线速度接近音速时，叶尖阻力会剧增，同时还会带来严重的激波颤动，具体的空气动力学这里不多分析，但是一般来说叶尖线速度不能超过音速太多，还必须使用特殊材料制作，而象涡桨发动机，螺旋桨叶片更长，而考虑成本使用的材料比涡扇的风扇要差，至多也就是持平，使用速度更受限制。&br&风扇和螺旋桨都是由燃烧室出来的高温燃气冲击涡轮带动的，转速受限---&排气温度受限---&排气速度受限---&推力受限---&飞机最大速度受限。&br&因此，涡桨发动机只能运行在亚音速，一般不会超过0.6马赫，涡扇发动机只能运行在高亚音速，一般不超过0.85马赫，低涵道比的可以用在跨音速，但在超过1.2马赫以上的超音速领域，就只能用涡喷了，到了3马赫以上，冲压发动机就开始取代涡喷了。&br&PS：以上划分针对民用发动机，在新一代军用发动机上，也开始使用小涵道比涡扇发动机，由于军机有较长的特殊设计的进气道，和使用更高成本的材料制作叶片，其涡扇发动机使用的速度领域会更广。&br&&br&除此之外，前文说过，我们认为同一架飞机在安装不同发动机时阻力相同，这实际上是理想化了，同样推力的发动机，涡扇的迎风面积比涡喷大得多，最新一代的民用涡扇发动机Leap直径就已经达到军用同推力涡喷的三倍了，因此飞机选择何种发动机需要综合考虑。
实用的喷气式发动机主要可分为四类，涡喷、涡扇、涡桨、涡轴；前三者效率依次递增，涡轴发动机不直接提供推力，主用于直升机。这里主要讨论前三种发动机效率高低，可以用牛顿定律和能量守恒定律做一个简单的分析。飞机飞行中消耗的能量可分为有效能量和无效…
主要原因有两个：&br&&br&1、加工制造方便。目前飞机制造普遍采取分段制造，然后整体拼接的方式，因此外蒙皮必须沿飞机纵向分成一段段制造，而对于圆周方向如果采取单块弯曲成型难以保证与飞机框架完全贴合，同时如果单块蒙皮弯曲的弯度过大，将导致加工变形过程中残余应力过大，容易引起应力腐蚀和疲劳强度下降，通常单块蒙皮弯曲程度不宜大于120度，所以现代民航机的蒙皮沿纵向单块一般不超过10米，沿周向不超过弧度100度。&br&&br&2、现代飞机结构设计普遍采取损伤容限设计，对于飞机结构强度不仅要求足够的强度安全余度，还要求飞机结构对损伤有一定的承受能力，即局部区域的损伤能够在一定时间内控制其扩展范围，从而保证在规定的检查周期内整体结构强度不至于下降到安全标准以下。为了实现这一目的，机体重要结构都必须设计备份传力结构，相邻区域应设计止裂带或止裂孔等，&b&蒙皮分块可以保证单块蒙皮出现损伤后，损伤区域局限于此蒙皮而不至于造成连锁反应导致飞机结构整体损伤。&/b&
主要原因有两个：1、加工制造方便。目前飞机制造普遍采取分段制造，然后整体拼接的方式，因此外蒙皮必须沿飞机纵向分成一段段制造，而对于圆周方向如果采取单块弯曲成型难以保证与飞机框架完全贴合，同时如果单块蒙皮弯曲的弯度过大，将导致加工变形过程中…
先说结论：&br&&br&&b&因为前置发动机不流行了。&/b&&br&&br&&br&飞机在空中飞行时仅受到4个力作用：重力、升力、推力、阻力，飞机要想稳定飞行，就必须四力平衡，不仅其大小平衡，还必须力矩平衡。&br&&br&做受力分析时，通常取飞机质心作为原点，为简化起见，设定飞机质心与重心同心。由于此处仅做定性讨论，仅考虑在飞机纵剖面的力矩平衡，简化描述为产生&b&抬头力矩或低头力矩。&/b&&br&&br&若发动机安装在机身，则推力通过飞机中轴线，大致通过飞机质心，其力矩略等于0；若采用翼吊发动机，则推力轴线低于飞机中轴线，产生&b&轻微的抬头力矩&/b&。&br&阻力中，对单翼机，同样通过飞机质心，力矩略等于0；对多翼机，通常采用上下对称机翼，则其合力矩为0；&b&不产生力矩。&/b&&br&&br&因此，飞机设计时应尽可能使升力和重力产生的合力矩为0。再进一步进行简化，飞机显然在任何状态下都需要保持平衡，选择无燃油无负载状态下进行分析。&br&&br&对于大部分飞机，空机状态下，机身重量占40%-50%，大致沿纵轴平均分布，其合力矩为0。而大翼和发动机重量约占20-30%。&br&&br&必须注意到，大翼产生的升力，一定大于其重力，且二力大致同轴，因此飞机在纵轴上的力矩平衡，最终可以简化为&b&飞机升力与发动机重力，在飞机纵剖面的力矩平衡。&/b&&br&&br&对发动机前置的飞机，其发动机重量在飞机质心之前，产生低头力矩，故升力必须产生抬头力矩以平衡。由于升力主要来源为机翼，为了保证升力中心在飞机质心之前，则飞机机翼中心必须在飞机质心之前，自然就表现为机翼前置。&br&&br&对于现代战机，发动机普遍采取后置，为了平衡力矩，机翼中心应在飞机质心之后，但由于以下两个因素，机翼不再需要像早期飞机那样存在明显的后置：&br&1. 现代战机必须装备大量的电子设备，为避开发动机带来的高温和震动，他们都必须尽可能靠机头安装，这些设备在某种意义上已经可以视为结构死重，在一定程度上平衡了发动机重力。&br&2. 现代战机为加强机动性，其尾翼面积较大以提供更大的气动力机动，这样在正常飞行时也会带来较大的升力，且由于其力臂较大，可以产生较大的平衡力矩。&br&&br&因此现代飞机的机翼普遍为中置偏后。&br&&br&这一点，可以看看现代轻型、超轻型飞机的设计，他们仍然在采用前置发动机设计，机翼也就依然处于非常靠前的位置。&br&&br&至于静稳定性和静不稳定性的影响，这个是指飞机姿态在受到外界微小扰动后发生变化，从而导致气动力大小发生变化，此时，产生的附加作用力会使飞机恢复原姿态，还是会进一步扩大姿态变化。&br&&br&由于气动中心不可能与质心完全重合，其间距，对于一般飞机来说，在满载空载状态下，就可以变化多达5-10%的机身长度，所以选择静稳定性设计还是不稳定设计，个人认为不是机翼位置变化的主要原因。
先说结论：因为前置发动机不流行了。飞机在空中飞行时仅受到4个力作用：重力、升力、推力、阻力，飞机要想稳定飞行，就必须四力平衡，不仅其大小平衡，还必须力矩平衡。做受力分析时，通常取飞机质心作为原点，为简化起见，设定飞机质心与重心同心。由于此…
C919的发动机不是堪比波音空客，它选用的Leap-1C就是CFMI研发的下一代高涵道比发动机Leap系列之一。&br&&br&不过目前来说CFMI的精力都集中在A320NEO的Leap-1A和B737MAX的Leap-1B上了，根据上次交流时的说法，Leap-1C可能要到2018年才能交付，C919试飞机可能需要先使用Leap-1A或1B进行试飞取证工作。&br&&br&此外，中国商发集团计划在年期间交付国产发动机，预期将作为C919的备选发动机。&br&&br&COMAC在设计C919的时候国际化得很充分，实际上，从其提供的选型材料上看，除了飞机结构部分，几乎所有系统供应商全部是波音空客的成熟供应商，而且基本也都提供了其最新的甚至是下一代产品。具体的供应商列表可以看我另外一个回答。&br&&br&至于结构部分，COMAC选择了非常保守的设计，其复合材料使用比率仅15.9%，先进材料方面主要是选用了9.6%的铝锂合金。&br&与A320基本型对比，复合材料比率基本一致，但是根据公开材料，在某些重要结构部件上COMAC都放弃了使用复合材料。钛合金和钢的使用率也差不多，不过这方面实际上没什么改进余地。亮点也就是铝锂合金的选用了，但铝锂合金和传统的铝铜合金在加工性能上区别不算太大，基本是没有风险点的。&br&&br&综合而言，设计保守，子系统成熟，此外COMAC承诺将同时获取CAAC、FAA和EASA的适航证，即使考虑到新机型小毛病可能很多，经济性可能也相对较差，但大的安全问题几乎不可能发生。&br&&br&根据目前的进度，交付到第100架的时间节点几乎不可能超过2025年，跟COMAC签的意向订单也不存在任何定金/违约金风险，所以在C919拿到100架订单后，订单数量迅速上升也就非常正常了。
C919的发动机不是堪比波音空客，它选用的Leap-1C就是CFMI研发的下一代高涵道比发动机Leap系列之一。不过目前来说CFMI的精力都集中在A320NEO的Leap-1A和B737MAX的Leap-1B上了，根据上次交流时的说法，Leap-1C可能要到2018年才能交付，C919试飞机可能需要先使…
中国的火箭发动机并不算先进。&br&&br&世界上成熟的大推力火箭发动机技术拥有者有美国、俄罗斯、日本、中国、印度、韩国，法英德现在都算欧空局，中国火箭发动机技术落后美俄至少20年，跟日本、欧空局各有千秋，印度韩国的不好说有多少俄罗斯成分。所以说中国火箭发动机技术算一流还是有些勉强的。&br&&br&成熟的民用喷气式发动机技术全世界仅三家拥有，美国普惠，英国罗-罗，法国斯奈克玛，俄罗斯的发动机出了独联体就没人认了，中国的太行昆仑，一流肯定算不上，但还是可以算成二流水平的。&br&&br&至于技术借鉴上，燃料种类、供应方式、工作原理、控制系统都不同，我能想到的可勉强借鉴的技术大概就只有燃烧室壁降温和喷气管流场设计吧，不过火箭发动机燃烧室壁降温可以使用可消耗材料，喷气速度民机发动机刚过超音速，火箭发动机大概只有头30S喷气速度低于音速，所以基本可以认为不互通了。
中国的火箭发动机并不算先进。世界上成熟的大推力火箭发动机技术拥有者有美国、俄罗斯、日本、中国、印度、韩国，法英德现在都算欧空局，中国火箭发动机技术落后美俄至少20年，跟日本、欧空局各有千秋，印度韩国的不好说有多少俄罗斯成分。所以说中国火箭发…
在过去，航空公司接收飞机仅限于交付阶段，但自从发生燃油箱残留物事件后，现在已经强制要求航空公司参与飞机制造过程，相应的，现在航空公司接受飞机可以分为三个阶段：&br&&br&1. Finally Assembly 总装线阶段&br&&ul&&li&这一阶段是飞机制造商，将世界各地发来的部件组装为飞机的过程。在这一阶段可以进入飞机的所有区域，便于检查所有细节。但出于保密需要，通常由制造商确认几个关键节点，由航空公司派人对这些关键工作进行检查，其中有两项为必备检查 ：油箱遗留物检查和外表检查。&/li&&li&油箱遗留物检查是规章要求的项目，在这一检查完成后油箱将会关闭，正常情况下要等12年以后才会重新打开；&/li&&li&外表检查是在完成喷漆后进行的检查，由于喷漆机库内各类接近梯架最为完善，可以贴近飞机所有外表面进行目视检查，因此通常航空公司都会选择在生产线上完成这一检查&/li&&li&由于飞机在制造过程中难免会出现各种偏差，无法完全按照图纸制造，所有这些偏差都会被重新评估，确认不影响飞机性能后，飞机方可下线交付。相关的文件汇编为Concession交付给航空公司再评估，同时部分关键设备组装后需要测量其安装公差，这些测量报告也需要一并交付给飞机所有者作为交付文件的一部分。&/li&&li&在这一阶段，航空公司需要进行目视检查和文件评估，确认飞机是按照TC(型号合格证)和PC(生产许可证)制造的。&/li&&/ul&2. Ground Test and Flight Test 地面和空中测试&br&&ul&&li&飞机完成制造后，需要进行数千项测试以确保飞机可以交付商业使用。这部分工作本质上属于生产线的一部分，但通常会有一个专门的测试部门负责这方面的工作。&/li&&li&由于部分测试有一定的危险性，故这个阶段的工作通常不允许航空公司参与，仅在所有测试结束后，提供一份符合性声明，以及部分关键测试的测试报告供航空公司审阅。&/li&&/ul&3. Delivery 交付阶段&br&&ul&&li&当飞机完成所有测试工作后，飞机正式从生产线下线，交给Delivery Center，准备交付给航空公司投入运行。&/li&&li&飞机的正式交付工作可以分为三个部分：Ground Check and Flight Check，Document Transfer，Certification。&/li&&li&Ground Check and Flight Check。接受飞机时，航空公司通过进行日常操作，检查飞机是否存在异常、异响、漏油等状况，来判断飞机是否可以接受。特别的，由于此时飞机仍属于制造商的财产，原则上检查人员只能看和问，禁止自行操作。如果对任何状况不满，均可以要求制造商进行纠正，直至接受为止。&/li&&li&Document Transfer。由于无法检查实物确认飞机是否适航，航空公司主要通过审查相关技术文件接受飞机，这些文件包括但不限于合格证，符合性声明，装机设备清单等。&/li&&li&Certification。由航空公司所在国监管当局进行认证，确认飞机满足：&/li&&li&1. 本飞机产权确实属于该航空公司，颁发国籍登记证；&/li&&li&2. 本飞机是按照TC和PC的要求制造，并完成了相关测试工作，颁发适航证；&/li&&li&3. 本飞机的通信设备满足所在国无线电管理委员会的相关规定，颁发电台执照。&/li&&li&由于原则上制造商仅对航空公司负责，故相关文件仅提供给航空公司转交监管当局审查，监管当局的所有额外要求也必须通过航空公司要求制造商满足。&/li&&/ul&3.1. Transfer Of Title(TOT)&br&&ul&&li&TOT实际上属于交付阶段的一个部分，但由于其具有法律和财务意义故单独提取。&/li&&li&当航空公司完成接机工作后，签署接机文件，并通知公司财务或租机公司，同意付款；&/li&&li&制造商确认购机费用到帐后，签署交机文件，移交飞机，同时监管当局正式签署三证。&/li&&li&制造商封存飞机，至调机日再交接给航空公司。&/li&&/ul&至此，飞机完成了从制造商向航空公司的交付。飞机飞回航空公司基地的航程，航空公司可以选择自派飞行员执飞，也可以雇佣制造商的飞行员完成。
在过去，航空公司接收飞机仅限于交付阶段，但自从发生燃油箱残留物事件后，现在已经强制要求航空公司参与飞机制造过程，相应的，现在航空公司接受飞机可以分为三个阶段：1. Finally Assembly 总装线阶段这一阶段是飞机制造商，将世界各地发来的部件组装为飞…
飞机制造商在完成飞机设计并开始交付时，根据疲劳寿命计算，得出一个基本寿命（operational life values），如果使用者根据制造商提供的维修方案，进行正常操作、勤务、润滑、防腐等一系列维修措施，则制造商承诺，在此期限内，飞机处于安全状态，不会由于腐蚀、疲劳或其他时间相关因素而导致事故。这个寿命的计算原则，是按飞行小时（FH）或者飞行循环（FC）计算的，但是支线、干线、洲际飞机之间的运行差别很大，支线飞机的飞行时间短，起落数高，洲际飞机可能一天才一个起落，但折算下来每天要飞十几个小时。&br&&br&对航空公司而言，通过日历日控制的寿命更有利于日常运行，也更利于财务处理。因此制造商在设计飞机时，都是先定下预计使用20-24年的日历寿命，再根据飞机的预期运行环境（短途频繁起落/洲际长航程低起落数）来倒推设计方案。这方面一个典型例子，就是波音为了适应日航的需要，改装了一批B747，从适合洲际运行更改为了适合短途1-2小时的航程。&br&&br&根据适航当局的要求，当飞机达到设计寿命一半，制造商就应当提供一份老龄飞机检查大纲，这份检查大纲对机体结构提出了更高的检查要求，运营人应当增加这份老龄飞机维护大纲所要求的特殊要求来继续维护和使用。此外，由于飞机运行过程中总会出现各种各样的结构修理，制造商也要对这些修理进行一次回顾，研究其是否存在潜在的扩展，或飞机性能下降的可能。这些特殊的检查要求同样被加入特殊检查大纲内。&br&&br&当然此时，&b&飞机依然是安全的&/b&，只是其出现结构性问题的潜在风险提高了，需要采取更高频率，更高深度的维护才能保证其安全性。&br&&br&当飞机达到设计寿命后，并不意味着飞机必须报废，此时制造商处于安（zheng）全（qian）目的，会提供一份延寿/改装方案，从而使飞机可以继续使用。然而，即使完成了改装延寿，飞机在经济性上也已经大受影响了，因此对于大部分航空公司来说，此时将飞机廉价处理到非洲或者改装成货机使用更为核算，实际上，由于航空公司日益重视燃油经济性，一架飞机在运行到18-20年后，其经济性就已经完全不合算了。&br&&br&对于部件来说，最经常换的就是各种油滤了，短的两个月就要换一次，时间最长的是起落架，12年一换。拆下的部件值钱的一般返厂大修，便宜的就报废了。
飞机制造商在完成飞机设计并开始交付时，根据疲劳寿命计算，得出一个基本寿命（operational life values），如果使用者根据制造商提供的维修方案，进行正常操作、勤务、润滑、防腐等一系列维修措施，则制造商承诺，在此期限内，飞机处于安全状态，不会由于…
最核心的区别是：喷气式发动机需要吸取空气作为氧化剂，火箭发动机自带氧化剂，这导致了两种发动机设计和结构上主要的差异性。&br&最核心的相似点：都是通过向后喷出高温燃气获得反作用力。&br&&br&正由于两种发动机都需要向后高速喷出气体，一个很直观的要求就必须满足：进入燃烧室的燃料和氧化剂的压力，必须大于排气压力，否则根本无法进入燃烧室，或者说，必须有增压部件。&br&&br&对于火箭发动机，燃料/氧化剂均采取涡轮泵，对于喷气发动机，由于喷气压力相对较低，其燃料采用了燃油泵就已足够，但是对于空气，除了冲压发动机在2-3Ma以上的速度可以仅靠进气道和激波锥压缩空气外，其他喷气式发动机必须依靠一套压缩机来压缩空气，从而又必须安排一套涡轮来为其提供动力，这使得喷气式发动机结构要远复杂于火箭发动机。&br&&br&两者前半段差别巨大，但燃烧室的设计又相当接近，两者都采取了分级燃烧以达到富氧燃烧，采取预混合和喷油技术，尽可能提高燃烧温度，他们都是为了提高燃烧效率。&br&&br&到了尾端，两者的设计目的又截然相反了：火箭为了提高效率，要想办法提高排气速度，而喷气式发动机为了提高经济性，要想法降低排气速度。
最核心的区别是：喷气式发动机需要吸取空气作为氧化剂，火箭发动机自带氧化剂，这导致了两种发动机设计和结构上主要的差异性。最核心的相似点：都是通过向后喷出高温燃气获得反作用力。正由于两种发动机都需要向后高速喷出气体，一个很直观的要求就必须满足…
C919没有采用太多的先进技术，除了机体结构上基本都是选择了业界成熟的主要供应商，因此研发上据我所知没有碰到太大的槛。不考虑技术难点的话，研发的主要难度就变成了供应链管理了。举例来说：&br&&br&&ol&&li&各供应商生产的部件能否严格按计划表到货？波音787在这上面吃了大亏，由于全面采用复合材料机身，安装所使用的紧固件供应商产能不足，无法及时到货导致整个计划推迟了6个月，而商飞作为新人，供应商能不能保证及时供货，在与其他订单冲突时能不能保证优先供应商飞？据我所知现在C919已经碰到某些航电设备交付延期了。&br&&/li&&li&各供应商能否保证统一标准？空客早期在A300项目上吃了大亏，由于各成员子公司采用的标准不一，空客花了很大力气在对各个标准整合上。虽然C919的各供应商都是国内的，采用一样的国标，但是冬天哈尔滨和成都的温差可有30度以上，运到上海总装时，连接部位能不能保证尺寸一样，正常安装？这就得看质量检验标准能不能保证了。&/li&&/ol&&br&供应链管理，是由于现代客机系统复杂又不得不分散制造集中组装必然带来的问题，可以预期这将是今后所有客机研发中的主要障碍来源了。&br&&br&商业推广上，航空公司最关心两点：&b&小时维修成本&/b&和&b&放行可靠度&/b&。&br&&ol&&li&小时维修成本里头，平均40%是油耗，由于C919 一号机还没有安装齐所有设备，目前空重数据还没有，不好评判油耗，但不出意外，购机合同中应当保证了油耗值，超过部分OEM补贴，波音空客都为这个补贴过很多钱，也算是国际惯例了。&/li&&li&放行可靠度这个算大问题，毕竟没有运行经验，光靠数据是说服不了客户的。多半也是在购机合同中出具承诺条款，大概需要三大航运行5-8年并不断改进后才可能认可，估计也需要大量补贴。波音在787项目上由于电池问题直接间接补贴了可能上亿美金。&/li&&/ol&总之，早期商业推广上，C919只能靠高补贴来推广了，然后靠长时间运行改进来降低补贴值。说白了，钱能解决的问题都不是问题。你看空客为了打开美国市场，直接给美国东方航空4架A300免费用半年，这个补贴我觉得商飞还是出得起的。&br&&br&商用飞机的资质，理论上只要获得CAAC批准即可，但要考虑走出国门，还必须获得美国FAA批准，目前FAA正在进行影子审查，预期与CAAC的批准会同步完成。
C919没有采用太多的先进技术，除了机体结构上基本都是选择了业界成熟的主要供应商，因此研发上据我所知没有碰到太大的槛。不考虑技术难点的话，研发的主要难度就变成了供应链管理了。举例来说：各供应商生产的部件能否严格按计划表到货？波音787在这上面吃…
之前的回答过于宽泛，我换成另外一个角度来回答。&br&&br&&blockquote&对任何一种火箭来说，其关键技术性能有三个：准确度，即是否能够将有效载荷送到指定的轨道高度，并获得指定的速度矢量；最大推力，决定了有效载荷的大小；推进效率，决定了高轨或深空载荷的发射能力。2、3点就理论方面其实是一件事情，但提高初始推力可以采取捆绑助推器的方法，推进效率却只跟火箭本身设计有关，助推器对推进效率的提高有其极限，主要用于提高低轨载荷，对高轨/深空载荷贡献很小。&br&&br&此外有两个次要性能，可靠性和经济性，主要性能决定了火箭有没有，次要性能决定了火箭好不好。所有性能互相之间都是互相影响的，在某个单项性能上如果要追求最佳往往是需要牺牲其他性能的，&b&设计就是妥协，&/b&因此某种火箭上的某项性能并不一定能代表该国此项上的最高能力。&br&&br&准确度取决于电子设备和测量设备，是一个大多数时候溢出的性能，多半也是首选牺牲的性能，因为现在的航天器都有比较充裕的机动能力，很容易进行补偿。这方面的设计能力不是瓶颈技术。&br&&br&最大推力取决于火箭推力，其依赖于动量守恒定律：&br&&img src=&///equation?tex=F%3D+%5Cfrac%7Bm%5Cupsilon+_%7Be%7D%7D%7B%5CDelta+t%7D+& alt=&F= \frac{m\upsilon _{e}}{\Delta t} & eeimg=&1&&&br&&br&推进效率的简化公式参考&b&齐奥尔科夫斯基火箭方程：&/b&&br&&img src=&///equation?tex=%5CDelta+%5Cupsilon+%3D%5Cupsilon+_%7Be%7D+ln%5Cfrac%7Bm_%7B0%7D+%7D%7Bm_%7B1%7D+%7D+& alt=&\Delta \upsilon =\upsilon _{e} ln\frac{m_{0} }{m_{1} } & eeimg=&1&&&br&&br&其中&img src=&///equation?tex=%5Cupsilon+_%7Be%7D+& alt=&\upsilon _{e} & eeimg=&1&&代表喷气速度，&img src=&///equation?tex=%5CDelta+%5Cupsilon+& alt=&\Delta \upsilon & eeimg=&1&&代表火箭最终可获得的速度，m，代表单位时间内喷出的燃料总重，&img src=&///equation?tex=%5Cfrac%7Bm_%7B0%7D+%7D%7Bm_%7B1%7D+%7D+& alt=&\frac{m_{0} }{m_{1} } & eeimg=&1&&代表火箭最终重量和起始重量之比。&img src=&///equation?tex=%5Cupsilon+_%7Be%7D+& alt=&\upsilon _{e} & eeimg=&1&&虽然可以通过改进发动机设计提高，但是其上限受限于燃料的种类，液氢/液氧最高，煤油/液氧次之，肼类最低。&br&&br&可见，提高火箭推力，可以提高喷气速度和单位时间内喷出的燃料重量。&br&喷气速度可以依靠燃烧室和喷管设计取得一定提高，喷管形状和流场都是关键设计技术，但由于燃料种类决定了喷气最高速度，因此这方面的设计也不是火箭设计的瓶颈技术。&br&但是提高单位时间内的燃料流量是瓶颈技术，根据能量守恒定律就可以知道，如果获取更大的燃料流量，更高的燃烧效率，无疑可以提高火箭推力，也就是需要设计更强大的涡轮泵，更好的燃料混合技术，更高的燃烧温度，更平滑的燃烧室流场。&br&&br&推进效率中，齐奥尔科夫斯基火箭方程中忽略了空气阻力，但是火箭本身在稠密大气中运行的时间不多，影响不大。故火箭效率提高主要依赖于提高&img src=&///equation?tex=%5Cfrac%7Bm_%7B0%7D+%7D%7Bm_%7B1%7D+%7D+& alt=&\frac{m_{0} }{m_{1} } & eeimg=&1&&，或者说减少火箭的废重量，这里有个取巧设计：助推器+多级火箭，随着燃料箱变空而抛弃部分重量。除此之外，如何用更轻的材料/结构制造足够强度的火箭，一直是各国火箭设计的主要优化方向，&br&而这也是载货火箭天生优于载人火箭，一次性火箭天生优于重复使用火箭之处——载货火箭允许更低的可靠性，从而缩减安全冗余设计，也不需要额外的逃生结构；一次性使用的火箭不需要考虑疲劳问题，不需要考虑重复检查的接近问题，也不需要准备再入大气层的保护结构和回收机构。&/blockquote&&br&火箭的具体结构是各国机密，而且说实话也是最无趣的部分，充斥了术语和公式，为了简（tou）便（lan）起见，我只讨论发动机及其相关部分。&br&&br&由前文分析，采用更好的燃料可以同时提升最大推力和最终速度，因此液氢/液氧是个高大上技术，美欧日在7、80年代就专注于此，遗憾的是由于各种固有缺陷，液氢/液氧发动机的性能离超越液氧/煤油发动机还比较遥远，此外，仅就燃料费用，煤油仅有液氢1/100，这点对于中俄，乃至美国仍然具有极其强大的吸引力。&br&&br&对比煤油/液氧系统，液氢/液氧燃料必须在结构重量、发动机、可靠性上同时做出牺牲：&br&1. 液氢的燃料箱有更多的技术要求，其结构重量必定高于煤油燃料箱；&br&2. 由于液氧和煤油具有相似的密度，煤油发动机只需要一个涡轮泵，而液氢必须使用单独的涡轮泵，这就使发动机更复杂。&br&3. 如果在第二级、第三级上采用液氢，其持续泄漏的液氢降低了可靠性，此外，液氢燃料箱使用上的苛刻要求也导致可靠性较低。&br&肼类燃烧剂最大的优势在于不需要点火装置，早期点火技术不成熟时是火箭的主流，但毒性大，综合性能差，新一代火箭逐渐开始淘汰。&br&&br&&blockquote&俄罗斯在液氧/煤油发动机技术上可谓独步天下，尤其是富氧燃烧发动机（也叫补燃技术）上全无对手，富氧燃烧由于极易烧穿燃烧室，对燃烧室流场设计的要求极高，这方面是俄罗斯的传统强势领域，70年代完成基础设计的N-33/N-44至今仍保持着最高推重比的记录。由于普惠公司购买并拆解了一台N-33，因此Space X采用的Merlin系列引擎也被认为参考了其部分设计。而其后续版本&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/RD-170& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&RD-170&i class=&icon-external&&&/i&&/a&是目前在役的发动机中推力最大的(7.8MN)，其出口版本RD-180(4.1MN)一直被美国采购。&br&美国从航天飞机开始，偏好液氢/液氧发动机，航天飞机的SMEE为2.27MN，现役德尔塔火箭的&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/RS-68& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&RS-68&i class=&icon-external&&&/i&&/a&推力为3.37MN，煤油发动机发展更多是作为低成本方法的预研设计，在土星的F-1(7.7MN)之后，没有什么大规模的应用，NASA目前最新一代是RS-88，Space X在此基础上改进为&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/Merlin_1D%23Merlin_1D& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Merlin (rocket engine family)&i class=&icon-external&&&/i&&/a& 其1D版本为0.7MN，当然美国人购买和拆解了N-33和RD180后应该有技术储备。&br&欧空局的&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/Vulcain& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&Vulcain&i class=&icon-external&&&/i&&/a& 2为液氢/液氧发动机，1.3MN，暂时没有后续公开计划。&br&日本的&a href=&///?target=http%3A//en.wikipedia.org/wiki/LE-7& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&LE-7&i class=&icon-external&&&/i&&/a& 为液氢/液氧机。推力1.1MN，同样暂时没有后续公开计划。&br&中国在役的发动机为YF-77，液氢/液氧发动机，0.67MN，下一代为YF-100，重回液氧/煤油发动机，推力为1.2MN刚刚完成试车 &a href=&///?target=http%3A///post/298906/focus//& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&液氧煤油发动机 中国火箭新动力&i class=&icon-external&&&/i&&/a&.&/blockquote&&br&关于同级多台发动机并联，我忘了另外一个传奇：苏联的N-1，史无前例，估计也是后无来者的30台发动机并联，结果造就了拜科努尔1#发射场的废墟。SpaceX的猎鹰9准备挑战9台并联，现代化的控制技术也许能够解决这个问题了。&br&------------------------------------------------------------------------------------------------------------&br&固体燃料火箭由于经济性太差，主要应用于导弹上，个别运载火箭会使用固体燃料火箭做助推器，不过不是主流，略过不谈。&br&&br&液体火箭发动机我知道的关键技术包括：液氢燃料箱，涡轮泵，燃烧室形状设计。&br&&br&1.液氢需要-250度的环境，在这种情况下，低温对材料性能的影响，尤其是密封性能很大，实际上在充满燃料后，液氢燃料箱在强度/密封性等方面达到不可用状态可能只需要一天（当然没人真的做过实验）。此外燃料箱内部必须尽可能光滑，微小的突起也会导致杂质更容易残留而引起故障，相比之下，如何保温已仅仅是个小麻烦了。除了存储外，加注燃料也是个挑战：&br&&br&&blockquote&加注前，必须彻底清洁燃料箱内部，水汽残留将导致结冰，冰晶进入燃料管路将导致燃料流量不均而使发动机喘振，而锐角在高压高速下很可能损伤管路，氮气残留会在氢气未到达燃烧室之前与氢气发生反应，可能导致发动机烧毁。&br&加注时，在使用氦气彻底冲洗清洁好的燃料箱后，液氢进入常温的燃料箱，同时立刻开始剧烈的沸腾，必须小心的控制注入速度，并保持一定的氦气压力，使液氢相对可控的慢慢沸腾，从而慢慢将燃料箱冷却。&br&加注完成后，由于完全密封液氢箱是不现实的，必须持续保持一定的压力供给液氢，直到点火前几分钟才能完全停止加注。&/blockquote&&br&2.涡轮泵。对于运载火箭第一第二级，由于推力大，其排气压力很高，而燃料泵出口压力必须大于发动机喷口压力才能够将燃料注入燃烧室，目前还没有任何机械泵可以满足要求，唯一可用的是涡轮泵。涡轮泵实际上就是一部小型喷气式发动机，通过燃烧少量推进剂来带动压缩机供给燃料，在涡轮泵的两头，一头是-250度的液氢，一头是数千度的高温燃气，同时必须保持足够的转速来提供压力，其难度可想而知。&br&&br&3. 发动机燃烧室。发动机燃烧室需要结合喷射油嘴的设计而进行，从而创造一个良好的燃烧流场，使发动机稳定工作，这里关键在于，火箭运行一段时间后，由于质量减少，必须降低发动机功率才能保证过载不超限，如何在功率大幅变化，或者说燃料流量大幅变化的情况下保持良好的流场是很困难的。而随着推力增大，这一设计难度也不断提高。&br&&br&当前运载火箭的主要关键性能不是推力，而是效率。&br&&br&火箭界有一个笑话，“推力不够多捆几个助推器不就是了”，只追求推力并没有什么难度，土星-5号作为目前为止推力最大的火箭，其第一级发动机F-1本质上不过是V-2发动机的放大版，在发动机工程师意识到原始设计继续放大就必须修改设计后，他们简单粗暴的将5个F-1捆绑到了一起，从而创造了3000顿的最大推力火箭，但其技术水平甚至不及第二级火箭的J-2发动机。&br&此外随着同时工作的发动机数量增加，如何保证这些发动机以合适的功率比同时工作就非常困难了，而如何同时点火并开始稳定工作简直就是噩梦了。大推力火箭发动机的点火只能采取一次性的方式，不存在持续点火或者二次点火的可能。一个点火器故障就意味着发射失败。所以现代火箭一般认为5台发动机已经是极限了。当然，曾经有一个传奇，带8个助推器的火箭……
之前的回答过于宽泛，我换成另外一个角度来回答。对任何一种火箭来说，其关键技术性能有三个：准确度，即是否能够将有效载荷送到指定的轨道高度，并获得指定的速度矢量；最大推力，决定了有效载荷的大小；推进效率，决定了高轨或深空载荷的发射能力。2、3点…
研发航天飞机的最初目的是为了制造可多次使用的航空器，从而降低发射成本，同时还附带送航天员上天对卫星进行维护的功能。&br&&br&结果从经济角度看，航天飞机设计寿命100次，结果使用次数最高的才30次，挑战者更是才用了十几次就爆炸，综合成本远高于一次性使用的航天器。&br&&br&从功能角度看，航天飞机能执行的任务，除了对卫星维修暂无法替代外，其余所有功能都可以被一次性飞船和空间站替代，而且由于可以进行特性化设计，其效果更好与航天飞机。而在轨卫星修理从目前看，也是花哨架子，一方面只能维护低轨卫星，这类卫星本身设计寿命大都不超过五年，维护一次的费用倒过来看不比发射新卫星好多少，另一方面最成功的卫星维护例子，哈勃望远镜维护后使用了约20年，但本身发生故障的原因是初始制造误差而不是意外。&br&&br&从安全角度来看，航天飞机故障率远高于一次性航空器，这是由于在重复使用必然导致的结构疲劳损伤和表面防热层维护更换导致的，这个问题在数十年内都难以得到良好解决，航天飞机每次返回后都需要接近一年的维护才能上天，而且经常由于维护问题延长，效率极低。&br&&br&综合来看，即便以人类目前的技术而言，多次使用型航天器也只能是个噱头，同时一次性航天器可以跟上技术发展快速更新，就算是美国，短期内发展的航天器也不再考虑航天飞机这样的多次使用型了
研发航天飞机的最初目的是为了制造可多次使用的航空器，从而降低发射成本，同时还附带送航天员上天对卫星进行维护的功能。结果从经济角度看，航天飞机设计寿命100次，结果使用次数最高的才30次，挑战者更是才用了十几次就爆炸，综合成本远高于一次性使用的…
&ol&&li&大型客机制造采取多国多工厂分包的方式，是从空客A300开始。&br&&/li&&li&空客从一开始就是欧洲多国多个公司在竞争压力和特定政治环境下的产物，客观上必须将工作分包给各国的子公司。实际上为了总装厂的选址法国和德国都吵了很久，最后还搞出来略奇葩的法国总装试飞，飞往德国喷漆和内饰的方案。&/li&&li&空客的大致分工是按原各国和各子公司实力来分工的，英国在空气动力学上曾经长期领跑全球，最后分担了大翼的设计和制造，罗-罗公司一直是最先进的发动机制造商，拿到了发动机订单；法国和德国负责机身，由于法国拿到了总装，所以负责造核心连接部件中央机身，德国做前后机身；西班牙最晚加入，德国把机尾的工作转给了西班牙；荷兰的Fokker实力太弱，只能从德国分点工作。&/li&&li&随着政治考量越发影响大额飞机订单确定，波音空客都不得不采取当地采购或分包的方式，才能够拿到订单，一个典型就是上飞厂，先给麦道，后给波音做平尾。当然，这个跟空客早期卖飞机的时候非常无底线有一定关系。&/li&&li&由于技术扩散，和发达国家的制造业对外转移，欧美很多地区的本国制造产品不仅成本，连性能指标都已经开始落后，要想维持竞争力，就不得不进行对外采购。这方面的典型例子是日本制造的复合材料，特别是气动舵面。&/li&&/ol&
大型客机制造采取多国多工厂分包的方式，是从空客A300开始。空客从一开始就是欧洲多国多个公司在竞争压力和特定政治环境下的产物，客观上必须将工作分包给各国的子公司。实际上为了总装厂的选址法国和德国都吵了很久，最后还搞出来略奇葩的法国总装试飞，飞…
航天器当然可以直接从地球飞到月球，而且说实话也没什么难度，不过前提是，着地前得有减速——应该没人会喜欢在着陆时附送一个蘑菇云或者火球什么的吧～&br&&br&&img src=&/89dde1b911d92e0788c3_b.jpg& data-rawwidth=&1336& data-rawheight=&299& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1336& data-original=&/89dde1b911d92e0788c3_r.jpg&&既然大家都喜欢轻轻的落在月球表面，那也就意味着最好航天器到达月球表面时的速度为0。&br&一个可行的方案，是在快到达月球时发动机反向工作来减速，而对于观众而言，火箭呼啸而去，然后一个漂亮的转身急停无疑的确是非常帅气……&br&&br&But，绝大部分航天工程师的审美和大众是不同的，漂亮的转身急停在他们看来是一种愚蠢的浪费推进剂的行为，来个精准的“抛球”更符合他们的审美——“抛出”航天器，利用地球引力逐渐减速，当到达月球时速度恰好减速到0。&br&而我们知道，如果一个物体只在引力作用下绕另外一个物体运动，根据&a href=&///?target=http%3A//zh.wikipedia.org/wiki/%25E5%25BC%%2599%25AE%25E5%258B%%25AE%259A%25E5%25BE%258B& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&开普勒定律&i class=&icon-external&&&/i&&/a&，其轨迹必然是一个椭圆形，因此在发动机结束工作，航天器接近月球前，其轨道将是一个近地点在地球附近，远地点为距离地球38W公里的椭圆轨道，至于把它叫做&a href=&///?target=http%3A//zh.wikipedia.org/wiki/%25E9%259C%258D%25E6%259B%25BC%25E8%25BD%%25A7%25BB%25E8%25BB%258C%25E9%& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&霍曼轉移軌道&i class=&icon-external&&&/i&&/a&还是地月转移轨道，都没什么关系。&br&&img src=&/b3ebcf102be2_b.jpg& data-rawwidth=&1336& data-rawheight=&299& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&1336& data-original=&/b3ebcf102be2_r.jpg&&&blockquote&此图中地球和月球不是真实比例。&br&&/blockquote&&br&当然，这个轨道没有考虑到月球引力，加入月球引力后，真实的转移轨道如下图。&br&&img src=&/d943fac069f91c0e45494_b.jpg& data-rawwidth=&157& data-rawheight=&317& class=&content_image& width=&157&&之所以是8字形，是因为这个是阿波罗的轨道，阿波罗轨道最大的特点是：它上面有人。所以NASA选择了一条“自由返回轨道”，也就是说如果阿波罗飞到月球后，不启动发动机减速的话，它会自动返回地球，而不会被月球捕获成为月球的卫星。这个设计在阿波罗13号上发挥了作用——在主发动机无法工作的情况下成功返回地球。很显然，”自由返回轨道“的参数是高度受限的，因此阿波罗的着月点&br&&br&&blockquote&而对于其他登月器而言，地月转移轨道的选择就可以很多了——只要远地点超越了地月引力平衡点L1，接下来登月器就可以利用月球引力重新加速，滑向月球。&/blockquote&&br&当然，这个轨道忽略了地球和月球的相对运动，所以阿波罗的轨道其实是这样的：&img src=&/d44e8f43a449d15effc9e16_b.jpg& data-rawwidth=&429& data-rawheight=&317& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&429& data-original=&/d44e8f43a449d15effc9e16_r.jpg&&&br&由于阿波罗是分体式设计，虽然有一个登月舱被丢到月球上了，但大部分的设备、燃料，或者说大部分的质量需要环绕月球运行，显然，登月器进入绕月轨道后再丢下登月舱，比在下落过程中分离要更有效一些。因此阿波罗是先进入绕月轨道，然后在分离着陆。&br&&br&显然，对于其他登月器，尤其是嫦娥这样的只有登月器的，直接落到月球上也没问题。&br&&br&But.. 你要知道，航天工程师都是恨不得给一个部件加上10个功能的主，辛辛苦苦花了这么多钱把这么多设备发射到了月球，你居然要它们只能在月球表面工作？任何一个登月器都一定要绕月球转上几圈，好充分发挥设备的作用。&br&&br&接下来，再回到地球轨道上，目前大部分登月器都要绕地球转几圈才进入地月转移轨道，为何不从地球直接发射进入转移轨道呢？&br&&br&为了提高火箭效率，所有的化学火箭都采取了&a href=&///?target=http%3A//zh.wikipedia.org/wiki/%25E5%25A4%259A%25E7%25BA%25A7%25E7%2581%25AB%25E7%25AE%25AD& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&多節火箭&i class=&icon-external&&&/i&&/a&的设计，同时，登月器的不规则形状决定了它留在火箭上时，太阳能电板、天线等突出部位要折叠，外面要套整流罩，因此，当最后一节火箭被抛弃后，登月器需要一定的时间来分离、展开、上电、测试等等工序，而200公里高的轨道上，环绕一圈仅仅需要90分钟——不是不想快点进入转移轨道，而是时间实在来不及啊。&br&&br&所以，目前为止的登月器轨道，大致遵循同样的规律——先在200公里高度绕地球几圈，然后进入转移轨道，到达月球后再转几圈，着陆。&br&&br&But.. 嫦娥的轨道和阿波罗还有非常显著的区别&br&&br&&img src=&/bdc08b09cc1ab1e68577_b.jpg& data-rawwidth=&560& data-rawheight=&381& class=&origin_image zh-lightbox-thumb& width=&560& data-original=&/bdc08b09cc1ab1e68577_r.jpg&&&br&嫦娥的绕地轨道，是逐圈增大的，最后才进入转移轨道，对应的，绕月轨道，是逐圈减小的，最后才进行着陆。而阿波罗要简单的多。其地球轨道上不存在调相轨道，月球轨道上进入300公里高的圆形轨道后只进行一次降低轨道即可完成登月器分离。&br&&br&一次变轨机动，变化的轨道参数越大，意味着发动机需要更大的推力，需要更长的工作时间，控制的精度更高，失败的可能性更大.....&br&变化的轨道参数越小，则反之，而两者之间最大的区别在于花费的时间。&br&&br&对阿波罗，由于装载了人员，在轨道上多停留一点时间，就需要更多的食品和空气，而更重要的是，越过&a href=&///?target=http%3A//zh.wikipedia.org/wiki/%25E8%258C%%2589%25BE%25E5%2580%25AB%25E5%25B8%25B6& class=& wrap external& target=&_blank& rel=&nofollow noreferrer&&范艾伦辐射带&i class=&icon-external&&&/i&&/a&后，空间辐射骤增，对宇航员的影响很大，因此阿波罗的总任务时间是有其上限的，工程师设计时必须优先考虑节约任务时间的方案。而对于无人登月器来说，不值得为了节约时间牺牲可靠性，相反，更多的轨道时间有助于更多的观测任务。&br&&br&对于绕月轨道，从圆形绕月轨道先进入近月点不超过20公里的椭圆轨道再进行登月的主要目的，是为了能够近距离目视检查预计着陆地点，做登月的最后准备工作，这一点登月器没有区别。
航天器当然可以直接从地球飞到月球，而且说实话也没什么难度，不过前提是，着地前得有减速——应该没人会喜欢在着陆时附送一个蘑菇云或者火球什么的吧～既然大家都喜欢轻轻的落在月球表面，那也就意味着最好航天器到达月球表面时的速度为0。一个可行的方案…
#历史上发动机有四种安装方式：&br&&br&1.半埋或全埋进机身。&br&2.半埋或全埋进机翼。&br&3.翼吊式短舱。&br&4.尾吊式短舱。&br&&br&#其中半埋或全埋式的设计都是为了减少飞行阻力，但代价是维修极为不便，因此对于不需要超音速飞行的飞机通常不考虑此类设计。&br&&br&#在先进发动机设计和制造越来越困难和专业化的情况下，几乎所有飞机制造厂都采取了发动机外包的设计方案，采用短舱式设计便于隔离发动机设计和机身设计，有利于分包工作，故现在发动机的短舱式设计已经成为绝对主流，对于飞机制造厂来说，需要选择的就只有短舱安装方式，即在翼吊式和尾吊式之间进行选择。&br&&br&#翼吊式的优缺点：&br&&br&1.飞机的升力来源于机翼，大部分升力最终要通过大翼翼根与机身处的接点传递至机身，故此处是飞机结构受力最大的地方，如发动机吊在大翼下面则这部分重量不再需要通过此处传递，从而实现减载，或者说可以节省此处结构的重量。发动机重量约占飞机空重10%。&br&2.当飞机很大时，大翼翼展过长，在翼尖的微小振动就可以引起机翼严重扭曲震荡，为此必须提高机翼的刚度，如发动机吊在大翼上，可以依靠其重量实现减摆，从而减少机翼结构重量。&br&3.翼吊式短舱可以很靠近地面，便于接近，有利于维修工作的实施。&br&&br&缺点：&br&1.由于发动机推力轴线与飞机纵轴距离较大，当单发失效时严重影响飞机偏航操作性能，如伴有强侧风则无法保持航向。&br&2.吊舱在机身中端，噪音对客舱环境影响较大。&br&3.对于采用下单翼设计的飞机，为了安装翼吊式短舱，起落架必须设计得较长，增加了结构重量。&br&4.进气道过于靠近地面，很容易在起降时吸入杂物造成损伤。&br&&br&#尾吊式的优缺点：&br&&br&1.发动机推力轴线与机身纵轴贴近，单发失效对飞机操控性影响很小。&br&2.发动机进气道较高且受到大翼保护，不容易吸入地面砂石。&br&3.短舱远离客舱，舒适性较佳。&br&4.起落架可以选择非常简单小巧的设计，节约重量。&br&&br&缺点：&br&1.发动机的重量加载在机身后侧，造成飞机重心过于靠后，设计飞机的稳定性比较困难。&br&2.由于重心通常不得不设计到主油箱后部，随着燃油消耗，飞机重心会逐渐后移，某些飞机甚至不得不设计尾部配平油箱来防止重心过度后移。&br&3.短舱过高，不利于日常维护。&br&&br&可见，追求乘客舒适性优先选择尾吊式，但一旦飞机过大过重，则翼吊式在结构上的优势完全压倒尾吊式。大致而言，50吨以上的飞机很少采用尾吊式设计，12座以下级别的飞机几乎全部采用尾吊式设计，之间的飞机视具体情况进行抉择。
#历史上发动机有四种安装方式：1.半埋或全埋进机身。2.半埋或全埋进机翼。3.翼吊式短舱。4.尾吊式短舱。#其中半埋或全埋式的设计都是为了减少飞行阻力，但代价是维修极为不便，因此对于不需要超音速飞行的飞机通常不考虑此类设计。#在先进发动机设计和制造…
#C919已经完成数字设计和大部分的招标工作了，我知道的部分供应商如下：&br&&br&#1. 机体部分：&br&### 机鼻段机身
成都飞机工业集团 （成飞）&br&###
前后段机身
中航工业洪都集团 （洪都）&br&###
机尾段机身
中航工业沈阳飞机工业集团（沈飞）&br&###
中段机身(含机翼副翼等)
中航工业西安飞机工业集团（西飞）&br&&br&#2.动力装置：&br&###
涡扇发动机
CFM International&br&###
发动机吊舱及反推装置
Nexcelle&br&###
发动机尾喷系统
Nexcelle &br&###
Honeywell Aerospace&br&&br&#3.其他分系统&br&###
发电和配电系统
Hamilton Sundstrand &br&###
启动发电机
Honeywell Aerospace&br&###
Parker Aerospace
Parker Aerospace &br&###
Parker Aerospace &br&###
油料液压输送系统
Eaton&br&###
火警和防护系统
Kidde Aerospace & Defense&br&###
气源和空调系统
Liebherr Aerospace Toulouse SAS&br&###
起落架系统
Honeywell Aerospace &br&&br&#总装则在上海飞机制造厂完成。&br&&br&#可见C919大部分的系统都是国外的成熟供应商，现有A厂、B厂都是用他们的系统，可靠性和安全性应该都没什么问题。&br&&br&#C919的气动外形传言是乌克兰协助设计的，翼型设计是前苏一脉相承的，考虑到超临界翼型是很成熟的设计了，而且中国自己也有大风洞，这方面应该是和A、B厂不相上下的。&br&&br&#结构强度方面也传言由乌克兰的专家完成了校验计算，考虑到四大飞做了多年军机，结构制造应该不会有安全问题。而且结构强度都是要靠造出来的验证机试飞出来的，真正商业运营的飞机结构强度方面不应该存在问题。结构安全性本来比较适合拿大运的数据来验证，不过这方面公开数据很少，只能参考ARJ21的数据来估计。目前ARJ21试飞下来，问题集中在局部强度不足上，都属于小规模修改设计就可以改善的，目前看来超重问题不是太严重，属于可接受范围。&br&&br&#总装由上飞厂负责，上飞厂在麦道的单子结束后人员走的七七八八，商飞成立后从各大厂重金挖人，目前的技术实力不详，不好评价。&br&&br&#商发的计划表是到2020年第一批发动机交货，C919第一批应该是不可能赶上了，CFM承诺在下一代发动机Leap中为C919开发一个改型Leap C，不过目前在集中精力在Leap A、B的取证上，上次交流的时候CFM预估第一批Leap C的供应时间为2018年左右。&br&&br&#其他分系统太细，了解的比较肤浅就不谈了。&br&&br&#从CAAC取证角度来看，目前在ARJ21审定过程中由FAA“影子审定”，也是计划培养出一支适航审定团队，在C919的审定时独立完成并有FAA审核，所以如果C919最后拿到CAAC和FAA的适航证的话，那安全性和可靠性是不存在问题的。&br&&br&#目前来看，C919制造工艺方面应该可以达到先进水平，但有两点只能靠实机检验：&br&&br&##1.机体超重问题。这个几乎是一定会存在的，但影响主要局限在经济性上。&br&&br&##2.广布疲劳裂纹发展和分布以及长期腐蚀状况。这个是由于国内没有相关的历史数据做参考，只能在机体寿命达到10年左右提前加入大量额外检查项目，并根据实际情况应对。
#C919已经完成数字设计和大部分的招标工作了，我知道的部分供应商如下：#1. 机体部分：### 机鼻段机身 成都飞机工业集团 （成飞）### 前后段机身 中航工业洪都集团 （洪都）### 机尾段机身 中航工业沈阳飞机工业集团（沈飞）### 中段机身(含机翼副翼等) 中…
抖机灵的答案很有意思，不过有点小错误。&br&&br&传统的液压助力操作是比谁力气大，电传操作系统的侧杆有个优先按钮，同步操作时，两者直接叠加，对于异步操作谁后按优先按钮谁操作，不过如果一直按着就抢不走了。&br&&br&电传计算机在工作正常情况下，操作杆的输入反馈是非线性的，最大值受限，提供飞行包线保护。但像法航447这样传感器失效时，计算机无法正常工作，进入直接法则，没有保护。&br&&br&但一个基本逻辑是：人工永远高于计算机
抖机灵的答案很有意思，不过有点小错误。传统的液压助力操作是比谁力气大，电传操作系统的侧杆有个优先按钮，同步操作时，两者直接叠加，对于异步操作谁后按优先按钮谁操作，不过如果一直按着就抢不走了。电传计算机在工作正常情况下，操作杆的输入反馈是非…
第一，即使是空降兵，每年跳伞训练几十次也年年有人摔死，未经训练的乘客跳伞成功率连10%都不可能达到。&br&&br&第二，正常跳伞高度为500-1500米，飞机在巡航高度，一万米高无保护出舱1分钟内人就进入深度昏迷，如果能够可控降到1500米高度哪有什么理由不相信飞机还能继续可控降落地面呢。&br&&br&第三，飞机正常下降到2000米高度后离落地时间不超过5分钟，如果这段时间出现故障，飞行员仅仅判明故障及初步处置的时间就已经过半，完全不具备通知旅客并准备跳伞的时机。&br&&br&第四，作为飞行员的职业道德，驾驶飞机升天后唯一的目标就是将飞机安全落地，即使出现故障所想的也只有如何将飞机落地而不是考虑弃机逃生，因此民航机飞行员既不进行跳伞训练也不配备跳伞装备。&br&&br&综上，民航机配备跳伞装备只能是个噱头，既不具有可操作性也没有可行性。
第一，即使是空降兵，每年跳伞训练几十次也年年有人摔死，未经训练的乘客跳伞成功率连10%都不可能达到。第二，正常跳伞高度为500-1500米，飞机在巡航高度，一万米高无保护出舱1分钟内人就进入深度昏迷，如果能够可控降到1500米高度哪有什么理由不相信飞机还…
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