先进飞行器设计复习题修改版

先进飞行器设计工程1、飞机研制的几个主要阶段及其内容（新规定或传统划分方法）。①论证阶段一研究设计新飞机的可行性其工作内容包括拟定新飞机的战术技术要求，新飞机的总体技术方案以及研制经费、保障条件和对研制周期的预测，最后形成武器系统研制总要求。②方案阶段一设计出可行的飞机总体技术方案即确定飞机布局形式、总体设计参数、选定动力装置和各主要系统方案及其主要设备以及机体结构用的主要材料和工艺分离界面；进而形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力图，重心定位、性能、操纵安定性计算，结构强度和刚度计算以及提出对各分系统的技术要求；最终要制造出全尺寸的样机，进而人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护性检查。新制飞机的样机在经过使用部门，特别是经空地勤人员审查通过后，可以冻结新飞机的总体技术方案，开始转入工程研制。③工程研制阶段一进行详细设计，向制造部门提供生产图纸试制原型机在工程研制阶段，制造部门的工艺人员要制定飞机制造工艺总方案，并对详细设计的零部件图纸进行工艺性审查。同时，各分系统的设备要陆续提交设计部门进行分系统的验证，然后对液压、燃油、飞控、空调、电源、航空电子等分系统作全系统的地面模拟试验。工程研制阶段的最终结果是试制出4〜10架原型机，并制定试飞大纲和准备好空地勤人员使用原型机所需的相应技术文件，并具有进行试飞所必需的外场保障设备。④设计定型阶段一进行定型试飞新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。⑤生产定型阶段一少量改进，小批量生产经过设计定型后，新飞机可能还会有一定的更改，特别是工艺性的改进。改进后的飞机进入小批量生产。首批生产的飞机也应经鉴定试飞，主要检查工艺质量，通过后即可进入成批生产。2、写出重量方程，说明其中各项的意义；对于不存在重量突变的情况，试说明采用该方程估算起飞重量的一般过程。叱-w“^+%,/+从左至右依次是乘员、有效载荷、燃油和空机重量WW估算：W=W+W+(—L)W+(e)W0crewpayloadW0W0TOC\o"1-5"\h\z0 0W、 ，W、W-(j)W-(e)W=W+W0W0W0crewpayload0 0W +W^W—crewpayload0 1-(W/W)-(W/W)\o"CurrentDocument"f0 e0WCREW是指飞机乘员的重量，对于歼击机带全套装具的飞行员，一般每人重量为100kg。乘员数量是根据战术技术要求确定的。Wpay10ad是指飞机上为执行任务所必须装载的武器、弹药和特种设备，如监视雷达、反潜系统、电子干扰系统等大型装置的重量。飞机上的通信导航、识别、电子对抗及火控系统等，凡完成任务需要而与飞机尺寸无直接关系的任务装载设备也可以列入装载重量中。这类执行任务必须的装载重量一般在战术技术要求中明确。对于现代歼击机，一般执行任务需要的装载重量约为2-4t。wfuei是机内装载燃油的重量，是根据完成战术技术要求规定的飞行剖面或航程来确定的。在初步估计时，也可用同类飞机的wfuei统计数据。wempty是指飞机无乘员、无任务装载及无燃油的飞机重量，包括飞机的结构、动力装置及机载设备等随飞机尺寸变化的重量，在初步估算时wem陋也有一个统计值，对不同用途的飞机该值是不同的。15,2APPROXIMATEGROUPWEIGHTSMETHODEarlyindesignitisdesirabletodoaroughc.g.estimate.OthcrwiwTsubstantialreworkmayberequiredafterthec.£.isproperlyestimated.Aroughc,g,estimatecanbedonewithacrudestatisticaluppro3ch过导providedinTableJ52Thewingand(ailweightsarydeterminedfromhistorica]valuesfortheweightpersquarefootufexposedplanformarea.Thefusekgvhsimilarlybaseduponitswehedarea.Thelandinggearisestimateda$afrajctionofthetakeoffgrossweight.TheinstalledengineweightJsamultipleoftheunia-engineweight.Finally,acatch*allweightfortheremainingitemsoftheemptyweightisestimated器afractionofthecakecffgrossweightThistechniqueahoappliesLheapproximateIdeationsofthecomponentc.g.asgiveninTable15.2.Theresultingc.g.estimatecanthenbecomparedtothedesiredc.g.locationwithre??pwttothewingaerodynamicc^nttr.Alsottheseapproximatecomponeritweight*canbeusedssachtekofthemoredetailedstatisticalequationsprovidedbelow.在设计的早期，需要对飞机重量有一个粗略的估计，机翼和尾翼重量从每平米暴露于外界区域重量的历史经验数据确定，同样地，机身重量基于它的浸湿面积。起落架重量从起飞总重的摩擦力估算，安装的发动机重量是未安装时重量的倍数，最后，剩余的飞机空重通过起飞总重中估算。

_ Table15.2App「u对msit£止mplyweiRhtbuilduphemFigh[e「STransportsandbombersGeneralaviaELonMultiplier*ApproximatelocationWingHorizontaltailVerticaltail9.04.05310.05.55.52.52.02.0q 2—p6MplRnFocffiPL,^cspriMiipiniLlWrmf]?$ex邙的Wplanformh~40帅MAC40%MAC40标MACFuselage4_8工0L4q 240-50%LengthLandinggearb.033.045Navy.043.057TOGW(lb)—JnslaUtdengineL3L31.4Engineweight(lb)—*"All-else.17J7,10TOGW(lb)40-50。lengthempty"： — :,Resultsareinpounds.「’15%tonosegear;85%tomaingear.DesigntakEdffRrosswei生htnrnbubrokenintocrewweight*payload(orpassenger)weight,fuelweight,andtherem乳ining(or“EmpLy")wemht.Theemptyweightincludesthestructure,engines,[andingsear,fixedequip-m四口t,aYionics：8tidanythingrisenotconsideredapartofcrew,payload>drfueLEauatioii(3.1)summarizesthetakeoff-weiahtbuildup.+ +即？+ +即？uEl+^Kjrnply(31)Thecrewandpayloadweightsarebothknownsincetheyaregiveninthedesignrequirements.Theon【yunknownsargthiweightandemptyAvgight,Howger.thuy日rubothdependentonthetotalaircraftweigFEThusaniterative口r(XgSmustbeu$edforaircraftsizing3-3EMPTY-WEIGHTESTIMATIONTheempty-weightfraction｛吗/%)canbeestimatedstatisticallyfromhistoricaltrendsasshowninFig.3J,developedbytheauthorfromdatatakenfromRef,1andothersources.Empty-weightfractionsvaryfromabout0.3to0.7,anddiminishwithincreasingtotalaircraftweight.FUEL-FRACTIONESTIMATIONOnlypartoftheaircraft'sfuelsupplyisavailableforperformingthemismi口口("missionf口或“1'he口therfuelincludesreservefuelasrequiredbydi*lnrmilitaryde&Eh左.居评上前匕口“andalsoincludes^trappedfuel/5whichisthefuelwhichcarmotbepumpedoutofthetanks.Therequiredamountofmissionfueldependsuponthemissiontobeflown,theaerodynamiesoftheaircraft,andtheengine'sfuelconsumption.The^aircraftweightdurinathemissionaffectsthedrag,sothefuelusedis&hinctiun□「山匕aircraftweight.3、一架喷气式飞机具有如下图所示的任务剖面，假定余油和不可用油占6%,试写出燃油系数的表达式。Warmingup&takeoffWarmingup&takeoff44、下图所示各种尾翼布局，试从结构和气动综合的角度分析哪种布局对改出尾旋最有利。飞机的方向安定性和操纵性是用立尾、腹鳍及方向舵来实现的。立尾在改出尾旋中起着关键作用，为从尾旋中改出，要有足够的方向舵效率。在布置立尾时要考虑使方向舵在大迎角时离开平尾的尾迹。TatiArrangementforSpinRecoveryTheverticaltailplaysakeyraleinspinrecovery.AnaircraftinaspinisessentiallyfallingverticallyandrofatingaboutaverticalaN括，withrhewinafullystalled.Theaircraftisshotypicallyaialarge$id已slipangle.TorecoverfromthespinrequiresthatthewingbeunstalledhtheangleofattackmustbereducedrHowever,firsttherotationmustbestoppedandthesideslipangleredtK*d,crtheaircraftwillimmediatelyenteranotherspin.Thisrequiresadequateruddercontrolevenatthehighanglesofattackseeninthespin.晶印「。4P31illustratestheeffectattailarrangementuponrudderccnlrylat也助angle另ofattack.Athighanglesofattackthehorizontaltailisstalledhproducingaturbulentwakeextendingupward4tupprojumatelya45-degangle. ”Jnthefirstexample,（herudderliesentirelywithinthewakeofthehorizontaltail,solittlerudderconirolisavailable.Thesecondexampleshowstheeffmmovingthehorizontal（ailforwardwithrespecttotheverticaltail.ThiscHuncovers1FpartofLhtrudder,improvingrudderconlToLThenextexamplemovesthehorizontaltaelaftwithrespectIqtheverticaltaiLwiththesameresult.Asaruleofthumb,atleastathirdoftheruddershouldbeoutofthewake.Thenexttwoexamplesshowtheeffeuafmovingthehorizontaltai】upward.TheT-tailarrangementcompletelyuncover&therudder,butcanresultinpitchup.ThelastillustrationinFig.431showsthellecofdorsalandventralfins.Thedorsalfinimpiov«tai）effectivenessathighanglesofsideslipbycreatingavortexthatatLachestotheverticaltail.Thistendstopreventthehighanglesofsideslipseeninspins,andaugmentsruddercontrolinthespin.Theventraltailalsotendsioprevcnihigh$ide$Up+andhastheextraadvantageofbeingwhereitcannotbeblanketedbythewingwake.Ventraltailsarealsousedtoavoidlateralinstabilityinhigh-sp««iflight.尾旋时，飞机基本上是垂直下落，同时导致绕一垂直轴旋转，此时必须制止旋转并减小侧滑角，从而要求有足够的方向舵操作;大迎角下，平尾失速，产生紊流尾迹，并以大约45。的角度向上扩展。作为经验法则，方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响，但需要提防上仰;背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率，这可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角，并在尾旋中增大方向舵操纵;腹鳍可以防止大侧滑角，且不会被机翼尾迹淹没，还用于避免高速飞行中的航向不稳定性。5、推重比和翼载的概念，内在联系，确定该参数的一般方法（课件上说根据画图确定）。推重比（T/W）是发动机地面台架状态的推力值与飞机重量之比；翼载（W/S）是指飞机重量与机翼参考面积之比W_\T/W-G}±yl（T/W-G）2-（4Cno/^4e）S 2/qyiAeWjnR1—din已indthntixt rzl门。『巳*Tit£r「cnnEurEdforanuinbgrnFpe「fb「EiniQcual心ulatiqgs.suchastakeoffdistance,whichi$frequentlyacrittca]designdriver.Areqjireinentforshorttakeoffbemetbyusingalarge*ng(lowW/S}witharelativelysmallengine(law77印}Whilethesmallenginewillcausetheaircrafttoaccelerateslowly^itonlyneedstoreachamoderatespeedtoHftofftheground.Ontheotherhan&thesametakeoffdistancecouldbemelwithasmallwing(highW/S}providedthatalargeengine(highT/W}isalsouwd.Inthiscasehtheaircraftmustreachahighspeedtolliftoff,butthelargeenginecanrapidlyacceleratetheaircrafttothatspeed,Dugtoth-in-rcjntimt诂必itisfrMueinlvdifficultt口口附histoNcaldatatoindepeiukiulyselectinitialvaluesforwingloadingand_Lhrust-tratio.Instead,thedesignermustgiiessatoneofLhejQarawtetsand_us£_LhatguesstocwIcul-tethEcitherparamciwffr口mth」critisa】duiignrEtuinmeiiLE，Inmanycases,thecriticalrequirementforwingloadina^willbethestallfpe€dduringth?approachforlanditis.Approachstallspeedisindependent3fengine$ize,sothewingloadingcanbeestimatedb&dup0nstallspeedaJofle\Theestimatedwingloadingcanthenbe口眈dt。calculatetheTfWrequiredtoaftauimher前断垣日门卧dt於is鱼ch-thesingleYngin。值虻-f⑶mb-6、布局选择(可侧重气动、结构、装载、性能、维护和代价等方面某一方面)方面的问题，对下列四种布局进行选择，讲出主要理由。正常式布局：多数飞机采用正常式布局，主要是因为正常式飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。飞机正常飞行时，保证飞机各部分的合力通过飞机的重心，保持稳定的运动。正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力，为了保证飞机的静稳定性，飞机机翼的迎角大于尾翼的迎角。多数战斗机都采用正常式布局，现代战斗机更强调中、低空机动性，要求飞机具有良好的大迎角特性。在20世纪70年代发展了边条机翼，在中到大迎角范围边条产生的脱体涡除本身具有高的涡升力增量外，还控制和改善了基本翼的外翼分离流动，从而提高了基本翼对升力的贡献。边条翼在大迎角时使升力增加，诱导阻力减小，跨音速时延缓波阻的增加，减小超声速的波阻。由于边条翼所具有的优点，许多三代战斗机，如F-16、F/A-18、米格-29、su-27皆采用正常式边条翼布局。联翼布局：与常规布局相比较，联翼优点：提高了抗弯扭强度，减轻了结构重量；提供直接升力和直接侧向力控制能力；减少了诱导阻力；减少了跨音速和超音速波阻，可以更好的采用面积律三翼面布局：在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的，它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性，增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量；前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允许有更大的重心移动的范围；前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。设计思路是让机身也参与产生升力。但是如果采用增压客舱，机身将变得非常重。对于大型运输机而言，其应用有待深入的研究

7、战斗机座舱几何尺寸主要取决于哪些因素？a、人体尺寸b、座椅尺寸c、操作和活动空间d、安全弹射离机通道e、仪表板、显示器f、操纵台g、视界-座舱盖h、设备安装8、飞机起落架形式和轮数与飞机重量的典型关系式怎样的？1）双前轮使用普遍，尤其是对采用弹射起飞的舰载机2）重量大约在50,0001b以下时，尽管就万一有一个轮胎瘪胎情况下的安全性而言，在每个主轮支柱上采用双轮好些，但通常每个支柱还是采用单主轮3）重量50,000〜150,0001b（甚至到250,0001b），每个支柱一般都使用双轮4）重量200,000〜400,0001b，通常采用4轮的小车式5）重量大于400,0001b，采用四个轮轴架，每一轮轴架带4个或6个机轮，以便沿横向分散飞机的总载荷Fig.LL1Landinggear时raugeineMs.8gFig.LL1Landinggear时raugeineMs.—8— FlULtl-FDBETf

9、请说明下图中9种隐埋式发动机的进气道的进气位置。10、下列座舱透明舱盖设计时需要考虑的A、B角的名称分别是什么,并说明对于战斗机它们通常的取值是多少。11、简述飞机总体布局设计中应考虑哪些因素的影响。飞机的气动布局通常是指其不同的气动力承力面的安排形式。全机气动特性取决于个承力面之间的相互位置以及相对尺寸和形状。气动布局对不同的升力值都能进行配平，在给定某一升力值时都能保持稳定的运动。选择飞机布局时，除选择气动配平的形式外，还要考虑其他因素。首先要选择机翼的平面形状、尾翼的尺寸和在飞机上的安装位置，然后是选择起落架的形式及其在飞机上的安装位置。12、简述飞机构型设计包含的内容。飞机结构设计包括三层次的工作：①飞机结构布局。主要是进行全机结构总体布局即选择飞机结构分离面。进一步确定各部件的主承力结构形式及传力路线，布置其主要受力构件。②结构元件参数选择。在结构布局的基础上，选择或优化个结构元件的尺寸及材料等。③结构细节设计。为使结构有好的耐久性，在结构元件优化的基础上，对结构的细节精心设计，如开孔、连接、圆角等的设计。飞机结构布局设计一般有一下步骤和内容：（1）飞机结构总体布局设计：①结构总体方案的确定；②全机结构分离面的确定。（2）部件结构布局设计：①部件结构形式选择；②传力结构的布置；③工艺分离面的确定及主要结合面形式的选择。（3）全机承力系统综合检查。（4）根据结构选材要点确定主要结构选材。13、民航客舱布局设计考虑的主要因素是什么?舒适性和经济性民航机在客舱布置中需要考虑的因素，舒适性占主要位置，而客舱的舒适性主要取决于下列因素：①座椅的设计和安排，特别是可调性和腿部空间；②客舱布置和装饰的美感；③旅客在舱内的活动空间；④客舱内的微气候，即空调系统设计；⑤舱内噪声和声共振；⑥飞机加速度对旅客的影响；⑦爬升和下降时机身的姿态；⑧续航时间；⑨卫生间、休息室和其他设施的舒适和方便程度；⑩服务质量一一乘务员的服务态度，娱乐、饮食等设施和安排。14、民航飞机截面积尺寸和机身长度主要取决于哪些因素。机身长度及截面尺寸主要取决于客座量、座椅布置、过道、行李架、货仓等因素。15、内装式武器弹舱和外挂武器各有哪些优缺点。武器的外挂方式的优越性（反过来就是内装式的缺点）有较大的空间、良好的使用维护性以及武器发射前易于截获目标等外挂武器的缺点（反过来就是内装式的优点）大量的外挂武器会产生很大的阻力，在近声速时它可能比飞机本身的阻力还大，超声速飞行难以实现某些机翼外挂物还会给飞机的气动弹性带来麻烦，引起颤振或抖振一些外挂武器承受不了超声速飞行时的气动加热外挂物的存在也损坏了飞机的隐身性能16、飞机发动机有哪几种类型，分别适用于什么飞机。飞行速度300〜400km/h（不高于Ma0.3）：活塞式发动机飞机速度在700-800km/h：涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮桨扇发动机亚声速客、货机（高于Ma0.65）：不带加力燃烧室的高涵道比涡扇发动机、超声速机动飞机涡轮喷气式发动机、带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机、带加力燃烧室的低涵道比涡扇发动机飞行速度超过3000km/h的飞机：冲压喷气发动机、火箭发动机、其他类型的喷气式发动机 （如适用于Ma5飞的脉冲式喷气发动机）17、对装在飞机上得动力装置的要求有哪些？1）动力装置引起的附加阻力最小2）进气及排气系统的布置应尽量发挥发动机的应有能力3）发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响4）应保证发动机的使用维护方便5）应防止跑道上的砂粒吸入6）应保证安全防水7）发动机固定接头应简单可靠8）应保证发动机易于拆装18、进气道设计中如何控制附面层影响。超音速飞机最常用的沟槽式附面层隔道：1）前机身附面层在分割板和机身之间的隔道流过，通过隔道斜板够成的沟槽排出去2）隔道斜板应具有不大于30°的角度，其前缘应置于分割板前缘之后1〜2倍高度处3）隔道高度可按经验取为进气道进口前机身长度的1%〜3%4）附面层隔道的迎风面积应尽量小，以减小阻力19、简述燃油系统的组成及功用。燃油系统的组成：1）燃油箱分系统2）供油和输油分系统3）通气增压分系统4）地面加油和放油分系统5）空中加油和应急放油分系统6）惰性气体及抑爆分系统7）油量测量分系统8）散热器燃油的输送及回油分系统燃油系统的功用是储存飞机所用的燃油，并保证在飞机战术技术要求规定的所有飞机状态和工作