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來源：互聯網

成都飛機設計研究所建于1970年，代號611所，總部位于四川省成都市大石東路130號，占地31萬平方米；是中國最重要的戰(zhàn)斗機設計單位之一，也是國家碩士學位授予單位。主要從事飛行器設計和航空航天多學科綜合性研究，是中國現代化殲擊機設計研究的重要基地。

機構簡介

中國成都飛機設計研究所，是從事飛機設計研究的多學科、高科技的綜合性研究所，擁有雄厚的技術、卓越的人才和精良的設備。具備開展綜合性工程項目研究和進行多學科攻關的技術實力，是國家碩士學位授予單位之一。

歷史發(fā)展

成都飛機設計研究所成立于1970年，始終堅持以為國家提供先進的航空武器裝備為己任，致力于飛行器設計和航空航天多學科綜合性研究，是中國先進殲擊機、無人機設計研究重要的總體研發(fā)基地。

自1970年成立以來，研究所先后承擔了殲-7系列戰(zhàn)斗機、梟龍戰(zhàn)機（JF-17）戰(zhàn)斗機、殲-10戰(zhàn)斗機系列戰(zhàn)斗機、殲-20、各系列無人機等多個國家重點機型號研制和大量預研課題任務。研究所重點技術突出、學科專業(yè)齊全，設有總體氣動隱身、結構強度、振動、飛行控制、航空電子、機電綜合、飛行傳感器、光電子、先進材料、信息處理等數百個專業(yè)，研制流程覆蓋飛機設計全過程。在先進氣動布局、飛行控制、航空電子綜合、隱身技術、虛擬仿真等航空航天高技術領域，研究水平處于國內國際領先地位。

2024年10月29日上午舉行的神舟十九號載人飛行任務新聞發(fā)布會上，中國載人航天工程新聞發(fā)言人林西強正式公布了低成本貨運航天器和載人月球車研制方案的評選進展情況，最終中國科學院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院的輕舟貨運飛船方案和中國航空工業(yè)集團有限公司成都飛機設計研究所的昊龍貨運航天飛機方案勝出，獲得工程飛行驗證階段合同。

管理模式

611所在多型號研發(fā)過程中，逐漸構建了“611”（即“6+1+1”）質量管理模式。

6代表：六大研發(fā)質量體系平臺。包括：超越質量文化，實戰(zhàn)化質量需求，V型設計質量流程，全壽命周期質量保障，精細化質量管控和數字化質量設計。

1代表：一套質量創(chuàng)新方法驅動。

1代表：一支卓越質量團隊推動。

“611”質量管理模式在營造超越質量文化的環(huán)境下，以實戰(zhàn)化的質量需求為牽引，將全壽命周期的質量要素精細化，基于V型設計質量流程，構建全數字化的飛機設計平臺，通過一套實用的質量創(chuàng)新方法，打造一支卓越的質量管理團隊，實現了飛機設計的數字化、精準化、集約化和現代化。

研究領域

研究所重點技術突出、設計手段先進、試驗設施齊備、學科齊全。設有總體氣動、結構強度、振動、飛行控制、航空電子、電氣、儀表、環(huán)控、救生、液壓、燃油、材料、可靠性、信息處理等100余種，覆蓋飛機設計全過程。在先進氣動布局、CAD/CAM、航空電子綜合和飛行控制等飛行器設計關鍵技術領域的研究水平和相關設備的研制能力處于國內領先地位，有的達到國際先進水平。

研究成果

研究所在軍民結合，面向市場經濟方面亦取得了豐碩的成果，以其強有力的技術和設備作后盾，向用戶提供計算機技術、特種加工、信息技術、工程力學與工程流體試驗分析技術等多方面的技術咨詢和技術服務。設計制造遙控飛艇，設計制作電視動畫廣告。開發(fā)出汽車零部件及維修設備、污水凈化設備、車輛專用設備、現代娛樂設備等多種產品和專利技術。

611所積極推進品牌建設，打造航空武器裝備“龍”系列世界知名品牌。具有自主知識產權的中國第三代和第四代戰(zhàn)斗機研發(fā)創(chuàng)造了共和國航空史上數十個“第一”，在中國國航和空天領域內享有較高的知名度和品牌價值。第四代“殲-20”（殲-20）戰(zhàn)斗機與世界先進戰(zhàn)機同臺競技，成為中國創(chuàng)造、中國質量、中國速度的典范。“梟龍戰(zhàn)機”戰(zhàn)斗機、翼龍無人機先后出口多個國家，成為用戶信賴的品牌。著名的FC-1梟龍戰(zhàn)機就是該設計院設計完成的。

2023年5月，中國航空工業(yè)集團有限公司成都飛機設計研究所申請的“一種雙發(fā)串聯垂直起降飛機”專利獲授權。專利摘要顯示，本實用新型屬于飛機總體設計技術領域，具體涉及一種雙發(fā)串聯垂直起降飛機。包括：機身、上進氣口、前發(fā)動機、分流流道、左噴口、右噴口、腹部進氣口、腹部進氣道、后發(fā)動機和尾噴口；所述上進氣口設置在飛機背部，上進氣口尾部連接前發(fā)動機進氣口，前發(fā)動機尾部連接分流流道入口，分流流道一分為二呈“褲腿”狀，分流流道兩個出口分別連接左噴口和右噴口；左右向量噴口分別設置在左右機翼根部下方；所述前發(fā)動機設置在座艙后方；所述腹部進氣口設置在機身下顎，腹部進氣口通過腹部進氣道連接后發(fā)動機入口，后發(fā)動機尾部連接尾噴口；所述后發(fā)動機設置在機身后方；所述尾噴口設置在機身后部且位于兩垂尾之間。