HyperWorks现代飞机性能设计的新平台

HyperWorks--现代飞机性能设计的新平台

摘要：新一代飞机的设计对性能有更高的要求，需要有新的性能设计平台来应对这些挑战。Altair公司的HyperWorks在飞机结构有限元建模，结构优化及减重，碰撞安全性分析，复合材料零部件设计和运动机构仿真及优化等领域的技术已经被世界各大飞机制造商广泛采用，成为事实上的现代飞机性能设计新平台。关键字：HyperWorksHyperMeshOptiStructRadiossMotionViewHyperStudy飞机性能设计

近年来，以A380，A350，A400M，B787，F35为代表的新一代飞机，外形更大，重量更轻，飞得更远，载重量更大，机动性更好，突发情况下更安全，燃油经济性更好，确立了飞机性能设计的新标准，对现代飞机设计技术提出了一系列新的要求和挑战，需要有新的技术来应对。

λ结构减重技术：能够清晰给出在给定设计空间内的最佳材料分布和确定零部件尺寸、形状和位置，从而工程师有足够的设计提示信息和依据，而不仅仅依靠经验来进行结构的轻量化设计。

λ复合材料设计技术：能够对复合材料零部件进行建模、仿真和优化，预估复合材料零部件的强度、刚度、破坏和疲劳特性，优化复合材料的铺层角度、铺层形状、铺层数量和铺层叠加次序。

λ系统优化技术：能够在概念设计阶段优化结构传力路径和布局，减少设计后期风险；能够对飞机的性能参数进行优化，满足各种设计指标；能够进行多学科考虑，做到各子系统最优，总体系统也最优。

λ碰撞安全性分析技术：能够对鸟撞、坠撞、水上迫降等工况进行仿真，评估并改进突发危险情况下的飞机安全性。

λ缩短设计周期：能够快速进行CAE建模、求解和结果评估，特别是把CAE前后处理的时间降下来，并且通过优化技术和流程减少人工的反复设计迭代。

Altair公司是世界领先的工程设计技术开发者，旗舰产品HyperWorks软件包含了HyperMesh，OptiStruct，Radioss，MotionView，HyperStudy等著名模块，是全球领先的企业级产品创新解决方案，目前全球客户超过4000家，分布于汽车、航空航天、机械、电子、船舶、国防等各个行业。近十年来，HyperWorks专注于应对航空工业的最新发展趋势和挑战，以其创新平台设计技术帮助波音、空客、欧洲宇航防务、洛克西德马丁、欧洲直升机等公司设计新一代的飞机，取得了大量前所未有的工程成果，成为现代飞机性能设计的新平台，提供了一系列高效、优化、创新的新技术。

一．有限元建模技术

随着计算机硬件技术的发展，现代飞机的有限元模型规模越来越大，网格越来越精细，模型管理越来越复杂，特别是复合材料在飞机上的大规模应用使得单元属性数据大大增加。例如，B787的前起落架舱屈曲计算模型，包含47万个节点，49万个单元，2.7万个部件和属性，以及一个超单元文件，传统的飞机有限元建模技术已经不能满足这些新的需求。

HyperMesh是一个高质量高效率的有限元前处理器，无缝支持Catia和Nastran等数十种CAD和CAE模型；提供极其高效的有限元网格建模能力；提供功能强大的模型树视图和分级管理能力；提供了便利的整机和零部件载荷提取及施加能力。HyperMesh的这些特点，大大提高了飞机有限元建模的效率和质量，允许工程师把主要精力放在后续的对产品本身性能的研究和改进上，从而大大缩短整个设计周期。

（1）前起落架舱网格模型

2）前起落架舱屈曲计算模型

图1 波音公司利用HyperMesh建立B787前起落架舱屈曲计算模型

图2 HyperMesh的FBD技术（自由体力图）帮助从整机模型提取完整的零部件载荷

二．结构优化和减重技术

“为减轻每一克重量而努力”是每个飞机设计工程师的工作信条。随着对飞机动力性能及经济性的要求越来越高，工程师必须在满足苛刻的设计要求的前提下，还要尽可能的减轻重量。此外，为了在设计的最初阶段就能考虑零件的性能，从而使设计具有良好的基因，设计后期不出技术风险，并减少设计反复，工程师必须在概念设计阶段就对产品进行优化设计。传统的参考现有机型或者经验，并进行人工反复设计迭代的过程，已经满足不了新一代飞机结构设计的需要，需要有新的技术来满足重量、性能和设计周期的苛刻要求。

OptiStruct是一个是以有限元法为基础，面向产品设计、分析和优化的有限元和结构优化求解器，拥有全球最先进的优化技术，提供最全面的优化方法，包括拓扑优化、形貌优化、尺寸优化、形状优化以及自由尺寸和自由形状优化。OptiStruct自从1994年发布以来，被广泛而深入地应用到各个行业，在航空航天、

汽车、机械等领域取得了大量革命性的成功应用，赢得了多个创新大奖。特别地，OptiStruct被应用于目前世界上几乎所有新一代飞机的研发中，为飞机结构优化和减重做出巨大贡献。

图3 采用OptiStruct技术进行结构优化和减重的飞机，累计优化上千个零部件，累计减重达数吨之多

图4 A380前缘翼肋结构优化设计，每架飞机减重500公斤

三．碰撞安全性分析技术

随着计算机软硬件技术的发展，采用有限元技术对飞机突发危险情况下的安全性进行分析和评估已经成熟，鸟撞，坠撞，水上迫降等已经成为飞机研发过程的标准分析。

RADIOSS是著名的通用数值分析软件包，具有显式、隐式求解器，拥有拉格朗日、欧拉、ALE、SPH等算法，及有限元、有限体积、边界元等数值处理技术；可用于解决结构的几何非线性（大位移、大转动和大应变）、材料非线性和接触非线性等非线性问题；也可以用于计算动载荷、静载荷下的固体结构、流体、流固耦合等问题。它特别适合于求解碰撞/鸟撞、被动安全/结构适撞性、爆炸/冲击、跌落、陆地/水上迫降，高频振动、超高速碰撞等非线性动力冲击问题，提供无与伦比的先进技术以帮助用户提高产品性能。在欧洲，Radioss是飞机安全性分析领域应用最多的软件，其优势包括：

·与欧洲直升机公司合作开发了多种专业鸟体模型，包括2磅，4磅和8磅的ALE和SPH格式鸟体模型，模型的参数都经过物理试验的修正，具有非常高的精度，可用于各种飞机的鸟撞分析。

·支持各种飞机常用材料模型，特别地，支持丰富的复合材料撞击破坏模式，包括X-FEM，Hashin，Puck，Ladeveze/Allix等，并且一种材料模式可以对应多种失效模式，大大提高了仿真的准确性。

·支持多域并行仿真，选择质量缩放等独有的数值求解技术，大大提高计算效率和精度，适合大规模的飞机碰撞安全性分析问题。

图5 欧洲直升机公司采用Radioss进行鸟撞分析

图6 空客公司采用Radioss进行复合材料机翼鸟撞分析

图7 空客公司采用Radioss SPH算法对A320进行水上迫降分析

四．复合材料技术

复合材料以其比强度、比模量高，耐腐蚀、抗疲劳、减震、破损安全性能好等优点，在工业界取得了越来越多的应用，特别是在航空行业，由于钢铁和有色合金很难满足日趋苛刻的重量，力学等设计性能要求，复合材料更是得到了广泛的应用，例如B787和A350的复合材料应用都超过50％。Altair公司具有全面的复合材料建模、分析和优化能力，包括：复合材料建模工具HyperLaminate，强度和失效分析工具Radioss 以及优化工具OptiStruct。

HyperLaminate是专业的复合材料前处理模块。利用这个模块可以便捷的对复合材料模型进行创建、检查和编辑，支持各种对称设置，支持各种材料本构关系和失效准则定义，支持铺层方向可视化等。

图8 采用HyperLaminate建立复合材料机翼模型

复合材料的强度和失效分析采用RADIOSS求解器，支持PCOMP，PCOMPG，PCOMPP（Ply＋Stack）定义方式，具有多种独有的单元格式可以精确的模拟分层特性，可以方便的求解出各铺层的应力、应变和失效指数，仿真屈曲，压溃，撕裂等各种失效模式。

图9 采用Radioss进行复合材料分析

OptiStruct具有强大而全面的复合材料优化能力，支持从最初的零件结构样式，到铺层形状和厚度分布，到铺层角度和层数的优化，到最终铺层层叠次序的各个阶段的优化设计方法，可以考虑各铺层的应力、应变、失效，屈曲等性能约束，提供了前所未有的复合材料优化解决方案。

图10 空客公司采用OptiStruct进行复合材料机翼设计

五．运动机构仿真和优化技术

飞机存在大量的运动机构，如起落架，襟翼，舱门等，必须运用多体动力学技术对其进行分析和设计验证，并且对运动机构进行优化，使其满足各种性能要求。Altair公司的MotionView及HyperStudy模块可以圆满解决各种飞机运动机构仿真优化问题。

MotionView是一个通用的多体动力学仿真前处理器和可视化工具，具有简洁友好的界面，高效的建模语言，提供各种建模方法及丰富的工具集以提高建模效率。MotionSolve是内嵌的一个功能强大的多体动力学求解器，支持运动学、静力学、准静力学、动力学、线性化、特征分析、状态矩阵输出及与MatLab接口。MotionView 完全可以满足飞机运动机构建模及仿真的需要。

图11 采用MotionView进行飞机起落架、襟翼及舱门运动机构仿真

HyperStudy是一个独立于求解器的参数研究、多学科优化和产品稳健性设计平台，具有简单易用的流程化菜单，允许用户直接调用各种CAE求解器—包括线性、非线性、运动学、动力学、流体及各种多物理场求解器。HyperStudy可以结合MotionView对飞机运动机构的铰链位置、特性曲线和参数等进行优化。

图12 HyperStudy优化舱门运动机构铰链点位置及弹簧特性

（1）基于MotionView的起落架着陆仿真

（2）起落架缓冲器的阻尼特性曲线

（3）采用HyperStudy优化阻尼特性曲线

（4）优化设计满足设计要求

图13 Altair获得NAFEMS2007起落架仿真优化考题第一名

六．结束语

对于飞机性能设计来讲，Altair公司的HyperWorks是一种高效、优化、创新的技术，应对了新一代飞机设计对CAE技术提出的挑战，在A380，A350，A30X，A400M，F35，B787，Global Hawk，Dornier728，CH47，MAKO X9300等的设计中得到大量应用，解决了大量实际设计问题，是现代飞机性能设计的新一代平台。

飞机结构设计

一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。 二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造 过程4．飞机的试飞、定型过程 三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据 四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计 五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。 六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载 荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。 八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及 最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求 九、结构完整性：是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、 损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。 十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、 全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。 十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或 按损伤容限／疲劳安全寿命设计。 十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的 载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。 十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油 系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。 十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段

南航飞机结构设计习题答案43

4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3

4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。

4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后

（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 2?106 ( 0.111 +0.889) = 1?2?106 ∴ Q 1= 0.111?10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN （2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配

四轴飞行器说明书.doc

4-AXIS AEROCRAFT INSTRUCTION MANUAL 四轴飞行器说明书 ATTENTION:（注意事项） 1、This 4-axis aircraft is suitable for indoor/outdoor flying.but make sure the outdoor wind is not over grade 4. 这款四轴飞行器适用于室内/室外飞行。但要确保室外风力不超过4级。 2、2.4 technology adopted for anti-interference,even more than one quadcopter is flying in the same area they will not interferewith each other. 采用2.4GHZ抗干扰技术, 即使一个以上的飞行器在同一地区飞行，它们也不会彼此干扰。 Beside ,players can let the the aircraft fly up/down/forward/backward,left/right sideward and tuen left/right. 此外，玩家可以让飞机飞上/下/前进/后退，左转/右转和左翻/右翻。 3、Please read this man ual carefull before using,in the mean time ,please well keep the manul for future reference. 请在使用前仔细阅读本手册，同时，请妥善保管说明书备查。 ALL PARETS INCLUDED( 组成结构简介) MAIN MENU：（菜单） Lcd screen液晶屏幕Power light 电源指示灯 Servos舵机Flip key 翻转 Left hand throttle shows左手调节显示Forward and back left and right前，后，左，右Signal display信号指示Direction joystick方向操纵杆 Accelerator and steering 油门和转向Forward/back trimming 前进/后退微调 Left-turn/riggt-turn trimming 左/右转微调Left/right sideways timming左/右侧微调Power switch 电源开关 TRANSMITTER BATTERY INSTALLATION:( 安装发射器电池) Aircraft battery change:( 更换飞机电池) THE RELATED NOTES ABOUT LITHIUM BATTERY’S USAGE: 关于锂电池使用的相关说明 HOW TO CONTROL:(操作说明) 1、Aircraft power switch to the “ON”position.the vehicle-mounted with the flat ground.Motherboard light is blink,don’t turn the fuselage again. 飞行器电源开关拔到“ON”位置。将飞行器平放在地面上，主板上的灯开始闪烁，不要再转动机身。 2、about 6 second,the operation of the throttle stick to the bottom,and then the power switch to the

飞机总体设计大作业教学提纲

飞机总体设计大作业

飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班

目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20

飞机总体设计课程设计报告

国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林

一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300

2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。

飞机结构与系统(上篇)m11精华版

第1章飞机结构 1.1飞机结构的基本概念 1.飞机结构基本元件及结构件 1)结构基本元件：杆件、梁元件、板件。 ①与横截面尺寸相比长度尺寸比较大的元件称为杆件。 ②梁元件有两种类型：a.外形与杆件相似，但具有比较强的弯曲或扭转刚度（闭合剖面的杆件），可以承受垂直梁轴线方向的载荷；b.具有比较强的剪切弯曲强度，机翼大梁（缘条和腹板组成）属于这种梁原件。 ③厚度远小于平面内另外两个尺寸的元件称为板件。 2）飞机结构件及分类：杆系结构、平面薄壁结构、空间薄壁结构。 3）根据结构件失效后对飞机安全性造成的后果，结构件可分为主要结构项目和次要结构项目 2.飞机结构适航项要求 飞机结构必须具有足够的强度、刚度和稳定性，并且满足疲劳性能的要求，这样飞机结构才是适航的。 1）结构的强度：结构受力时抵抗损坏的能力。 CCAR-25部要求：用真实载荷情况对飞机结构进行静力试验以确定飞机结构强度是，飞机结构必须能承受极限载荷至少3s而不受破坏。 2) 结构的刚度：结构受力时抵抗变形的能力。 CCAR-25部规定飞机结构必须能够承受限制载荷（使用中预期的最大载荷）而无有害的永久变形。在直到限制载荷的任何载荷作用下，变形不妨害安全飞行。3）结构的稳定性：结构在载荷作用下保持原平衡状态的能力。 如果在载荷作用下，尽管此载荷在结构中引起的应力远小于破坏应力，结构已不能保持原平衡状态与载荷抗衡，就认为结构失稳。 4）结构的疲劳性能：结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力。 CCAR-25部规定必须表明飞机结构符合“结构的损伤容限和疲劳评定的要求”。规定中要求飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀或意外损伤而引起的灾难性破坏。 3.飞机结构疲劳设计 为了保证飞机飞行的安全，必须对飞机结构进行疲劳设计，以确保飞机结构的抗疲劳性能。 1）安全寿命设计思想：一架机体结构不存在缺陷的新飞机从投入使用到出现可检裂纹这一段时间就是飞机结构的安全寿命。 2）损伤容限设计 ①概念：承认结构在使用前就带有初始缺陷，并认为有初始缺陷到形成临界裂纹的扩展寿命即是结构的总寿命。 ②思想：承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的维修使用期限内的增长控制在一定范围内，使结构满足规定的剩余强度要求，以保证飞机的安全性和可靠性。 ③适用范围：缓慢裂纹扩展结构或破损安全结构，或者是这两种类型的结合。破损安全结构又分为破损安全多路传力结构和破损安全止裂结构。 3）耐久性设计 ①概念：飞机在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。

超音速客机概念设计项目组工作报告

超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日

摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。

目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34)

现代飞机结构与系统

1. 飞机载荷是指 A:升力. B:重力和气动力. C:道面支持力. D:飞机运营时所受到的所有外力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 2. 飞机大速度平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 3. 飞机小速度大迎角平飞时,双凸翼型机翼表面气动力的特点是 A:上下翼面均受吸力. B:上下翼面均受压力. C:上翼面受吸力,下翼面受压力. D:上翼面受压力,下翼面受吸力. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 4. 飞机在水平面内作等速圆周运动时,其所受外力为 A:升力、重力、推力、阻力、向心力. B:升力、重力、推力、阻力不平衡,其合力提供向心力. C:所受升力随坡度增大而增大. D:B和C都对. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 5. 双发飞机空中转弯的向心力由 A:飞机重力提供. B:机翼升力提供. C:发动机推力提供. D:副翼气动力提供. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 6. 飞机转弯时的坡度的主要限制因素有 A:飞机重量大小. B:飞机尺寸大小. C:发动机推力、机翼临界迎角、飞机结构强度. D:机翼剖面形状. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 7. 某运输机在飞行中遇到了很强的垂直上突风,为了保证飞机结构受载安全,飞行员一般采

用的控制方法是 A:适当降低飞行高度. B:适当增加飞行高度. C:适当降低飞行速度. D:适当增大飞行速度. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 8. 飞机平飞遇垂直向上突风作用时,载荷的变化量主要由 A:相对速度大小和方向的改变决定. B:相对速度大小的改变决定. C:相对速度方向的改变决定. D:突风方向决定. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 9. 在某飞行状态下,飞机升力方向的过载是指 A:装载的人员、货物超过规定. B:升力过大 C:该状态下飞机升力与重量之比值. D:该状态下飞机所受外力的合力在升力方向的分量与飞机重量的比值. 回答: 错误你的答案: 正确答案: C 提示: 10. 飞机水平转弯时的过载 A:与转弯半径有关. B:与转弯速度有关. C:随转弯坡度增大而减小. D:随转弯坡度增大而增大. 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 提示: 11. n设计与n使用的实际意义分别是 A:表明飞机结构承载能力和飞机飞行中的受载限制. B:表明飞机飞行中的受载限制和飞机结构承载能力. C:表明飞机结构的受载限制和飞机飞行中实际受载大小. D:表示飞机结构承载余量和飞机飞行中实际受载大小. 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 12. 飞机在低空飞行或起飞、着陆过程中如遇到垂直方向突风,则应注意A:因飞机升力突增而受载增大. B:因飞机升力突减而掉高度太多,可能导致下俯接地. C:因飞机阻力突增而失控. D:因发动机功率突减而减速. 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 13. 在机翼内装上燃油,前缘吊装发动机,对机翼结构 A:会增大翼根部弯矩、剪力和扭矩.

A280-飞机总体设计-matlab-SRR-DT12-新型高超声速飞行器

飞机总体设计 新一代高超声速无人机——“赤隼” 第一阶段SRR总结报告 学院名称：航空科学与工程学院 专业名称：飞行器设计与工程 组号：DT12 组长：殷海鹏 2013 年 4月 1日

目录 一、任务陈述 (4) 二、市场需求 (4) 三、相关竞争实施方案 (5) 1. 天基信息系统 (5) 2. 空基侦查系统 (5) 四、运行理念 (6) 1. 潜在运用对象 (6) 2. 载荷能力 (6) 3. 典型任务剖面 (6) （1）任务剖面1（侦查过程中发现重要作战目标） (6) （2）任务剖面2（侦查过程中未发现重要作战目标） (6) 五、系统设计需求 (6) 1. 设计要求 (6) （1）X-43A (7) （2）X-51A (7) （3）HTV-2 (7) （4）HTV-3X (8) 六、新技术与新概念 (8) 1. 激光雷达 (8) 2. 气动布局 (8) 3．热防护 (8) 七、初始参数 (9) 方案一 (9) 方案二 (10) 八、人员分工 (10) 九、本阶段总结及下阶段任务计划 (11) 十、参考资料 (12)

图表目录 图1 天基信息系统 (5) 图2 空基侦察系统 (5) 图 3 X-43A (7) 图 4 X-51A (7) 图 5 HTV-2 (7) 图 6 方案一概念草图 (9) 图7 方案二概念草图 (10) 表 1 方案一初始参数 (9) 表 2 方案二初始参数 (10) 表 3 小组人员分工表 (10)

一、任务陈述 在新世纪的战争中，高超声速飞行器的优势主要体现在以下三个方面：首先是可以迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标，大大地拓展了战场的空间。其次，突防能力更加强大，防空系统的拦截概率因反应时间太短而大幅度下降，具有较高的突防成功率。第三，超高速的飞行可以使得雷达难以探测，是一种新型的隐身方案。在新的战争形态中，信息战变得越发重要，侦查机是获取信息的重要来源，同时针对重要目标，在侦查同时具有一定攻击能力会使侦查起到意想不到的效果。从目前中国的空军机种来看，急需一款高超声速无人侦查机，此机最好还能有一定的攻击力，在侦查到重要目标时给予高效打击，对增强我国国防力量有重要作用。 二、市场需求 臭鼬工厂曾预测飞行器的下一场革命将来自于‘速度’，其速度优势会让各国现役防空导弹统统变成废铜烂铁。高超声速飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。纵观21世纪的战场需求，高超声速飞行器已是不可缺少的攻击型和防御型兵器，世界各国都在加速这方面的研究工作，美国当前Ma为8-10的飞行器正在试验，而在2025年计划装备Ma为12-15的飞行器。澳、俄、法、德、日等很多国家对于高超声速飞行器的相关技术、功能、应用价值展开了积极的探讨与研究,并制定了一系列技术发展计划。从市场规模的角度来看，此类飞行器各国都有投入，但由于技术原因，规模较小而成功率偏低，在这种情况下，能率先设计生产出超高声速无人机的国家必能在错综复杂的国际环境下争取到先机，对于现在的世界态势和中国的防御性国防策略来说，我国对超高声速无人机有着极其重要的需求，比如马航失事后，如果能出动10Ma的侦察机进行快速侦查，必可得到最新最真实的情报，在新的战争理念中，被发现就是被消灭，侦察机与其他飞机相比必将会有着更高的军事地位。

飞机总体设计大作业

飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速：0.7Ma 最大飞行高度：10000m 航程：2300km 待机时间：45分钟 爬升率：0~10000m<25分钟 起飞距离：1600m 接地速度<220km/h 一、相近飞机资料收集：

二、飞机构型设计 正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻 下单翼：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置：前三点可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m；声速:a=576.4kts=296.5m/s

2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ； a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115.1=final initial W W 103 .0to cruise fuel final to cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W 4．燃油系数的计算

飞行器结构设计总复习

静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼

飞机结构设计习题答案

第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3 。)遇到上升气

飞机结构设计答案

飞机结构设计答案 一、填空题（15分） 1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。 2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。 3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。 4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。 二、简答题（70分） 1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？ 答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。 2. 使用载荷的定义 答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。

3. 设计载荷的定义 答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。 4. 安全系数的定义 答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。 5. 机身的主要功用？ 答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。 6. 机身主要外载荷？ 答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷 7. 机身结构的典型受力形式有哪三种? 答：桁梁式、桁条式、硬壳式 三、计算题（15分） 已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩

飞机结构设计习题答案

第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则 为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2 min -?? =-=

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1 = = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 085.3690 8.9) 36001000520(2 2 =?? = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =

涡轮发动机飞机结构与系统

飞机系统 液压系统 1.变量泵为什么要装释压阀？P92 变量泵具有自动卸荷功能，因此设计系统时不用再考虑其卸荷问题。但为了系统的安全，回路上同样需加装安全阀，以防泵内压力补偿活门损坏或斜盘作动筒卡滞时造成系统压力过高。 2.液压系统渗漏检查方法？P129 （一）内漏检查法：流量表法和电流表法。 （1）流量表法操作： 关闭所有关断活门，保持规定压力（用电动泵），读出流量表读书Q0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，读出相应流量Q1，Q2，Q3 …… Qn; 计算各分支系统内漏量: 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （2）电流表法操作： 在电动马达驱动泵的供压线路上加装电流表； 启动、保持系统达到额定压力； 记录初始电流I0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，分别记录相应电量值I1，I2，I3……In; 对照EMDP电流---流量曲线,分别查出对应的Q0，Q1，Q2，Q3 …… Qn； 分别计算每个分支系统的内漏量； 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （二）外漏检查： 接近发生外漏的部件； 清洁部件上外漏的油污； 为系统加压； 测量外漏泄漏速率，根据该机型的放行标准确定是否放行。 3.液压泵功率公式的推导？P92 4.液压油显示"过热"的原因及排除方法？P122

5.液压油滤滤芯分几类？各有什么作用？P115 常见的滤芯有三种：表面型滤芯、深度型滤芯、和磁性滤芯。 表面型滤芯：一般是金属丝编织的滤网，过滤能力低，一般作为粗滤安装在油箱加油管路上 磁性油滤依靠自身的磁性吸附油液中的铁磁性杂质颗粒，应用在发动机滑油系统管路中。 深度滤芯：液流通过的过滤介质有相当的厚度，在整个厚度内到处能吸收污染物。其过滤介质有—缠绕的金属丝网、烧结金属、纤维纺织物、压制纸等。 6.液压油温度与粘度的关系，对总效率的影响？P92 温度过高，会导致油液黏度下降。油液粘度过低时，会增加泵的内漏并降低油液的润滑性，继而导致容积效率和机械效率下降。 温度过低，会导致油也黏度上升。油液粘度过高时，油泵吸油阻力增大，油泵吸油困难，不能完全充满油腔，降低填充效率。黏度过高同样会造成油泵转动阻力增大，并增加流体的流动阻力，降低机械效率。 7.液压保险的作用？P106 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 8.对恒压变量泵，当发动机驱动泵的开关在“开”和“关”位时，泵是怎样工作的?工作原理，开关原理？（124页） 在电门在“开”位时，发动机驱动泵EDP在泵内补偿活门控制下进行供压或进行自动卸荷；当泵发生故障时，将电门扳到“关”位，电磁活门线圈通电，使泵的出口压力在很低的情况下就能推动补偿活门作动，使油泵卸荷，即为“人工关断”。 9.油滤的压差活门控制的是什么参数？怎么控制的？ 压力参数。活门前压力和活门后压力参数差值。 当一定压力时候通过传感器，以电信号方式传递到驾驶舱。注意：可能有人认为可能是地面给人看的那个燃油油滤，其实不然，这个是指驾驶舱的那个。 10.液压系统包括几个部分，各操纵那些部件？ 有两种阐述方法：一种是按组成系统的液压元件的功能类型划分；另一种是按组成整个系统的分系统功能划分。 按液压元件的功能划分： a)动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或者发动机产生的机械能转换成液体的 压力能 b)执行元件：其功能是将液体的压力能转换成为机械能，执行元件包括液压作动筒 和液压马达

飞机结构设计习题答案学习资料

飞机结构设计习题答 案

第二章 习题答案 2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求 （1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2） 如果最大允许过载系数为n ymax ＝8， 则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大? 解答 （1） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=

3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。求 (1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ； (2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。 解答： （1） βcos 1= = G Y n y ∑=01X r v m Y 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =

飞机总体设计大作业

— 飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速： 最大飞行高度：10000m " 航程： 2300km 待机时间：45分钟 爬升率： 0~10000m<25分钟 起飞距离： 1600m \ 接地速度 <220km/h 一、相近飞机资料收集： 二、飞机构型设计 ^

正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T 型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻 【 下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 < 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a==296.5m/s 2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） ￥ –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ；