先進飛行器設計復習題

1、先進飛行器設計工程1、飛機研制的幾個主要階段及其內(nèi)容（新規(guī)定或傳統(tǒng)劃分方法）。 論證階段研究設計新飛機的可行性 其工作內(nèi)容包括擬定新飛機的戰(zhàn)術技術要求， 新飛機的總體技術方案 以及研制經(jīng)費、 保障條件和對研制周期的預測， 最后形成武器系統(tǒng)研 制總要求。 方案階段設計出可行的飛機總體技術方案 即確定飛機布局形式、 總體設計參數(shù)、 選定動力裝置和各主要系統(tǒng)方 案及其主要設備以及機體結構用的主要材料和工藝分離界面； 進而形 成飛機的總體布置圖、三面圖、結構受力圖，重心定位、性能、操縱 安定性計算，結構強度和剛度計算以及提出對各分系統(tǒng)的技術要求； 最終要制造出全尺寸的樣機， 進而人機接口、 主要設備和

2、通路布置的 協(xié)調(diào)檢查以及使用維護性檢查。 新制飛機的樣機在經(jīng)過使用部門， 特 別是經(jīng)空地勤人員審查通過后， 可以凍結新飛機的總體技術方案， 開 始轉入工程研制。 工程研制階段進行詳細設計， 向制造部門提供生產(chǎn)圖紙試制原型 機 在工程研制階段，制造部門的工藝人員要制定飛機制造工藝總方案， 并對詳細設計的零部件圖紙進行工藝性審查。 同時，各分系統(tǒng)的設備 要陸續(xù)提交設計部門進行分系統(tǒng)的驗證，然后對液壓、燃油、飛控、 空調(diào)、電源、航空電子等分系統(tǒng)作全系統(tǒng)的地面模擬試驗。工程研制 階段的最終結果是試制出 410架原型機，并制定試飛大綱和準備好空 地勤人員使用原型機所需的相應技術文件， 并具有進行試飛所必

3、需的 外場保障設備。 設計定型階段進行定型試飛 新飛機首飛成功后即應按試飛大綱要求，進行定型試飛。 生產(chǎn)定型階段少量改進，小批量生產(chǎn) 經(jīng)過設計定型后， 新飛機可能還會有一定的更改， 特別是工藝性的改 進。改進后的飛機進入小批量生產(chǎn)。 首批生產(chǎn)的飛機也應經(jīng)鑒定試飛， 主要檢查工藝質量，通過后即可進入成批生產(chǎn)。2、寫出重量方程，說明其中各項的意義；對于不存在重量突變的情況，試說明采用該方程估算起飛重量的一般過程。W0Wcrew Wpayload Wfuel Wempty從左至右依次是乘員、有效載荷、燃油和空機重量估算：WfWeW0 Wcrew Wpayload (Wf )W0 (We )W0W0W

4、0WfWeW0 ( f )W0 ( e )W0 Wcrew Wpayload0W0 0 W0 0 crew payloadWcrew W payloadW00 1 (Wf /W0) (We /W0)WCREW是指飛機乘員的重量，對于殲擊機帶全套裝具的飛行員，一般每人重量為 100kg。乘員數(shù)量是根據(jù)戰(zhàn)術技術要求確定的Wpayload 是指飛機上為執(zhí)行任務所必須裝載的武器、彈藥和特種設備，如監(jiān)視雷達、反潛系統(tǒng)、電子干擾系統(tǒng)等大型裝置的重量。飛機上的通信導航、識別、電子對抗及火控系統(tǒng)等，凡完成任務需要而與飛機尺寸無直接關系的任務裝載設備也可以列入裝載重量中。 這類執(zhí)行任務必須的裝載重量一般在戰(zhàn)術技

5、術要求中明確。對于現(xiàn)代殲擊 機，一般執(zhí)行任務需要的裝載重量約為 2-4tWfuel 是機內(nèi)裝載燃油的重量，是根據(jù)完成戰(zhàn)術技術要求規(guī)定的飛行剖面或航程來確定的。在初步估計時，也可用同類飛機的Wfuel 統(tǒng)計數(shù)據(jù)。Wempty是指飛機無乘員、無任務裝載及無燃油的飛機重量，包括飛 機的結構、 動力裝置及機載設備等隨飛機尺寸變化的重量， 在初步估 算時Wempty也有一個統(tǒng)計值，對不同用途的飛機該值是不同的。在設計的早期， 需要對飛機重量有一個粗略的估計， 機翼和尾翼 重量從每平米暴露于外界區(qū)域重量的歷史經(jīng)驗數(shù)據(jù)確定， 同樣地，機 身重量基于它的浸濕面積。 起落架重量從起飛總重的摩擦力估算， 安 裝的

6、發(fā)動機重量是未安裝時重量的倍數(shù)， 最后，剩余的飛機空重通過 起飛總重中估算。Tah>2 ISi; AEPmKinit* rm僧 igt bui1(jjpTranSPOrtGCrlerjklAPProXilfnaleFhj口and bom£,Eian1¾jitiplicrochtiWing Horizomal tai VCrlLCal tail Fusclttgc9.0 4.0 534.10.05 5535.02.52,02.U1.46i 聲AMOnn ft JPMM PJankWH* 'HpiT Fianrw fi C2IlJwiHd >ad-tj i&

7、gt; dL4fl MAC D MAC 40 MAC 40-50t5, lcngcLaindjng earbr033.043.057TOGW (Ib)045 NaVynlacd CngineIJ1.4EnginC WeIghI (lb)44AlbeIsc.17Al.10TOGW (Ib)40-30 ICnlgthCmPIyM*Renils are In punds.b5響 io nose gear； 5*ro Eo main cr.Design takeoff jro5s Webht Can be broken into CreW Waghtt Payloa(I (Or PaSSenger)

8、Weightl fuel Weight> and the remaining (Of "亡mpty"謝eight. The emPty WCight includes ItlC StrUCtUreengines Ianding gear, fixed equip* ¾g% avionics，and anything else not consideid a Dat Of crgw, PayIOad cor fuel EaUation (3J SUtnmariZeS the (akeoff-weiht buildup.WZo =叱TcW ÷ Pa&g

9、t;to*d + rlKl ÷ WffInPly0*1)he CreW and Payload WeighU are both known SinCe Ihey are given in Ihe design requirements. I he OlIIy unowns mre ht ftwl ighi and 呷Pty weight, HO梆evtr. they aw both dEpendfiu On the IOtai aircrafL-WfiigEL ThUS an iterative DroCCSS must be us<d for aircraft SiZine.

10、3.3 EMPTY-WEIGHT ESTIMATIONThe empty-weight fraction W) Can be CStiInated StatiStiCally from historical trends as ShOWn in Fig4 3J, developed by the author from data taken from Ref. 1 and Other sources. EnnPty-Weight IraCtiOnS Vary from about 0.3 io 0.7, and diminish With increasing total aircraft w

11、eight.34 FUEL-FHACTION ESTlMATIONOnIY Parl Of Ih電 aizratft's fuel upp is available for performing the mission ("mission fue). The other fuel includes reserve fuel as required by ui*il or Inilita尊 d上sitm SPCifiCaUOlISt d also includes *trapped fuel/* vhich 話 Qhe f½l fhk CalmOl be PUnIPe

12、d OIU Of th亡 can.The required amount Of mission fuel depends UPOn the mission to be flown, the aerodynamics Of Ihe aircraft, and the engine1 s fuel consumption- The aircraft wcht during the mission affects the draf So the fuel IISed is si Rnuztion 6f th亡 aircraft vEghl.3、一架噴氣式飛機具有如下圖所示的任務剖面，假定余油和不可用

13、油占6%試寫出燃油系數(shù)的表達式。LaiierLnd4、下圖所示各種尾翼布局，試從結構和氣動綜合的角度分析哪種布局對改出尾旋最有利飛機的方向安定性和操縱性是用立尾、腹鰭及方向舵來實現(xiàn)的。 立尾在改出尾旋中起著關鍵作用， 為從尾旋中改出， 要有足夠的方向 舵效率。在布置立尾時要考慮使方向舵在大迎角時離開平尾的尾跡。尾旋時，飛機基本上是垂直下落，同時導致繞一垂直軸旋轉，此 時必須制止旋轉并減小側滑角，從而要求有足夠的方向舵操作 ;大迎 角下，平尾失速，產(chǎn)生紊流尾跡，并以大約 45 °的角度向上擴展。 作為經(jīng)驗法則，方向舵至少應有三分之一必須在尾跡之外 ; 將平尾上 移也也可減小平尾尾跡對方

14、向舵的影響，但需要提防上仰 ;背鰭因產(chǎn) 生一個附著于垂尾上的渦而改善了大側滑角下的尾翼效率， 這可防止 在尾旋中所遇到的那種大側滑角，并在尾旋中增大方向舵操縱 ;腹鰭 可以防止大側滑角， 且不會被機翼尾跡淹沒， 還用于避免高速飛行中 的航向不穩(wěn)定性。5、推重比和翼載的概念，內(nèi)在聯(lián)系，確定該參數(shù)的一般方法（課件 上說根據(jù)畫圖確定）。推重比（T/W）是發(fā)動機地面臺架狀態(tài)的推力值與飛機重量之比； 翼載（ W/S）是指飛機重量與機翼參考面積之比6、布局選擇（可側重氣動、結構、裝載、性能、維護和代價等方面 某一方面）方面的問題，對下列四種布局進行選擇，講出主要理由。a、正常式布局：多數(shù)飛機采用正常式布局

15、，主要是因為正常 式飛機布局積累的知識和設計經(jīng)驗比較豐富。飛機正常飛行時， 保證飛機各部分的合力通過飛機的重心，保持穩(wěn)定的運動。正常 式布局的水平尾翼一般提供向下的負升力，為了保證飛機的靜穩(wěn) 定性 ，飛機機翼的迎角大于尾翼的迎角。多數(shù)戰(zhàn)斗機都采用正常式布局，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機更強調(diào)中、低空機動 性，要求飛機具有良好的大迎角特性。 在20世紀 70年代發(fā)展了邊條 機翼，在中到大迎角范圍邊條產(chǎn)生的脫體渦除本身具有高的渦升力 增量外，還控制和改善了基本翼的外翼分離流動， 從而提高了基本 翼對升力的貢獻。邊條翼在大迎角時使升力增加，誘導阻力減小， 跨音速時延緩波阻的增加， 減小超聲速的波阻。 由于邊條翼所具有

16、 的優(yōu)點，許多三代戰(zhàn)斗機，如 F-16、F/A-18 、米格-29 、su-27皆采 用正常式邊條翼布局。b、聯(lián)翼布局：與常規(guī)布局相比較，聯(lián)翼優(yōu)點：提高了抗彎扭 強度，減輕了結構重量 ；提供直接升力和直接側向力控制能力； 減少了誘導阻力；減少了跨音速和超音速波阻，可以更好的采用 面積律c、三翼面布局：在正常式布局的基礎 上增加了水平前翼構成 的，它綜合了正常式布局和鴨式布局的優(yōu)點，有望得到更好的氣 動特性，特別是操縱和配平特性，增加前翼可以使全機氣動載荷 分布更為合理，減輕機翼上的氣動載荷，有效的減輕機翼的結構 重量；前翼和機翼的襟副翼，水平尾翼一起構成飛機的操縱控制 面，保證飛機大迎角的情況

17、下有足夠的恢復力矩，允許有更大的 重心移動的范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機最大 升力。d、設計思路是讓機身也參與產(chǎn)生升力。但是如果采用增壓客 艙，機身將變得非常重。對于大型運輸機而言，其應用有待深入的研究7、戰(zhàn)斗機座艙幾何尺寸主要取決于哪些因素？a、人體尺寸 b 、座椅尺寸 c 、操作和活動空間 d 、安全彈射離 機通道 e 、儀表板、顯示器 f 、操縱臺 g 、視界-座艙蓋 h、設備安 裝8、飛機起落架形式和輪數(shù)與飛機重量的典型關系式怎樣的？1）雙前輪使用普遍，尤其是對采用彈射起飛的艦載機2）重量大約在 50,000lb 以下時，盡管就萬一有一個輪胎癟胎情況 下的安全性而言， 在

18、每個主輪支柱上采用雙輪好些， 但通常每個支柱 還是采用單主輪3）重量 50,000 150,000 lb （甚至到 250,000lb ），每個支柱一般 都使用雙輪4）重量 200,000 400,000 lb ，通常采用 4 輪的小車式5）重量大于 400,000 lb ，采用四個輪軸架，每一輪軸架帶 4個或 6個機輪，以便沿橫向分散飛機的總載荷9、請說明下圖中 9 種隱埋式發(fā)動機的進氣道的進氣位置10、下列座艙透明艙蓋設計時需要考慮的 A、B 角的名稱分別是什么， 并說明對于戰(zhàn)斗機它們通常的取值是多少。A為正前方下視界， 11-15 °；B為正側方下視界， 40 11、簡述飛機總

19、體布局設計中應考慮哪些因素的影響。飛機的氣動布局通常是指其不同的氣動力承力面的安排形式。 全 機氣動特性取決于個承力面之間的相互位置以及相對尺寸和形狀。 氣 動布局對不同的升力值都能進行配平， 在給定某一升力值時都能保持 穩(wěn)定的運動。選擇飛機布局時，除選擇氣動配平的形式外，還要考慮其他因素。 首先要選擇機翼的平面形狀、 尾翼的尺寸和在飛機上的安 裝位置，然后是選擇起落架的形式及其在飛機上的安裝位置。12、簡述飛機構型設計包含的內(nèi)容。 飛機結構設計包括三層次的工作： 飛機結構布局。 主要是進行全機結構總體布局即選擇飛機結構分離 面。進一步確定各部件的主承力結構形式及傳力路線， 布置其主要受 力構

20、件。 結構元件參數(shù)選擇。 在結構布局的基礎上， 選擇或優(yōu)化個結構元件 的尺寸及材料等。 結構細節(jié)設計。為使結構有好的耐久性， 在結構元件優(yōu)化的基礎上， 對結構的細節(jié)精心設計，如開孔、連接、圓角等的設計。飛機結構布局設計一般有一下步驟和內(nèi)容：（1）飛機結構總體布局設計： 結構總體方案的確定； 全機結構分離面的確定。（2）部件結構布局設計：部件結構形式選擇；傳力結構的布置； 工藝分離面的確定及主要結合面形式的選擇。（3）全機承力系統(tǒng)綜合檢查。（4）根據(jù)結構選材要點確定主要結構選材。13、民航客艙布局設計考慮的主要因素是什么？舒適性和經(jīng)濟性民航機在客艙布置中需要考慮的因素， 舒適性占主要位置， 而客

21、 艙的舒適性主要取決于下列因素： 座椅的設計和安排，特別是可調(diào)性和腿部空間； 客艙布置和裝飾的美感； 旅客在艙內(nèi)的活動空間； 客艙內(nèi)的微氣候，即空調(diào)系統(tǒng)設計；艙內(nèi)噪聲和聲共振； 飛機加速度對旅客的影響； 爬升和下降時機身的姿態(tài)；續(xù)航時間； 衛(wèi)生間、休息室和其他設施的舒適和方便程度； 服務質量乘務員的服務態(tài)度，娛樂、飲食等設施和安排。14、民航飛機截面積尺寸和機身長度主要取決于哪些因素。 機身長度及截面尺寸主要取決于客座量、座椅布置、過道、行李架、 貨倉等因素。15、內(nèi)裝式武器彈艙和外掛武器各有哪些優(yōu)缺點。 武器的外掛方式的優(yōu)越性（反過來就是內(nèi)裝式的缺點） 有較大的空間、良好的使用維護性以及武器

22、發(fā)射前易于截獲目標等 外掛武器的缺點（反過來就是內(nèi)裝式的優(yōu)點） 大量的外掛武器會產(chǎn)生很大的阻力， 在近聲速時它可能比飛機本身的 阻力還大，超聲速飛行難以實現(xiàn) 某些機翼外掛物還會給飛機的氣動彈性帶來麻煩，引起顫振或抖振 一些外掛武器承受不了超聲速飛行時的氣動加熱 外掛物的存在也損壞了飛機的隱身性能16、飛機發(fā)動機有哪幾種類型，分別適用于什么飛機。飛行速度 300400km/h（不高于 Ma0.3）：活塞式發(fā)動機 飛機速度在 700-800km/h：渦輪螺旋槳發(fā)動機 、渦輪風扇發(fā)動機、渦 輪槳扇發(fā)動機亞聲速客、貨機（高于 Ma0.65）：不帶加力燃燒室的高涵道比渦扇發(fā) 動機、超聲速機動飛機渦輪噴氣

23、式發(fā)動機、 帶加力燃燒室的低涵道比渦扇發(fā)動機、 帶加力燃 燒室的低涵道比渦扇發(fā)動機飛行速度超過 3000km/h的飛機：沖壓噴氣發(fā)動機、火箭發(fā)動機、其他 類型的噴氣式發(fā)動機（如適用于 Ma 56的脈沖式噴氣發(fā)動機）17、對裝在飛機上得動力裝置的要求有哪些？1）動力裝置引起的附加阻力最小2）進氣及排氣系統(tǒng)的布置應盡量發(fā)揮發(fā)動機的應有能力3）發(fā)動機推力軸線位置應盡量減少對飛機操縱安定特性的影響4）應保證發(fā)動機的使用維護方便5）應防止跑道上的砂粒吸入6）應保證安全防水7）發(fā)動機固定接頭應簡單可靠8）應保證發(fā)動機易于拆裝18、進氣道設計中如何控制附面層影響。超音速飛機最常用的溝槽式附面層隔道： 1）前機身附面層在分 割板和機身之間的隔道流過，通過隔道斜板夠成的溝槽排出去 2）隔 道