復(fù)習(xí)提綱2016

1、一、 填空題（每空2分，共30分）1. 按照三個(gè)主要階段的劃分方式，飛機(jī)設(shè)計(jì)包括 概念設(shè)計(jì) ， 初步設(shè)計(jì) 和 詳細(xì)設(shè)計(jì) 。2. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)和剛度規(guī)范中，通常規(guī)定安全系數(shù)為 1.5 。3. 機(jī)翼的主要平面形狀參數(shù)中的組合參數(shù)有 展弦比 ， 根梢比 。4. 最重要的三個(gè)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)參數(shù)是 正常起飛重量 ， 推重比 ， 翼載荷 。5. 武器的外掛方式包括（列舉3種） 機(jī)身外掛 ， 機(jī)翼外掛 ， 半埋式安裝 。6. 根據(jù)衡量進(jìn)氣道工作效率的重要參數(shù)，一個(gè)設(shè)計(jì)良好的進(jìn)氣道應(yīng)當(dāng) 總壓恢復(fù)高 ， 出口畸變小 ， 阻力低 ， 工作穩(wěn)定 。7. 布置前三點(diǎn)式起落架時(shí)應(yīng)該考慮的主要集合參數(shù)包括 擦地角 ， 防倒立角

2、 ， 防側(cè)翻角 ， 前輪距 ， 主輪距 。8. 飛機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)主要包含三個(gè)性能參數(shù)，分別是 進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù) ， 出口流場(chǎng)畸變 ， 進(jìn)氣道阻力 。9. 機(jī)翼常見的的增升裝置包括：前緣縫翼、前緣襟翼、后緣襟翼。10. 發(fā)動(dòng)機(jī)類型包括：活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺旋槳、渦輪風(fēng)扇、渦輪槳扇、沖壓噴氣、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等。11. 飛機(jī)的燃油包括三部分，分別是 任務(wù)燃油 ， 備用燃油 ， 死油 。12. 起落架的布局形式有：前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式、四輪式、自行車式和小車式。13. 起落架的結(jié)構(gòu)型式：構(gòu)架式，支柱套筒式，搖臂式14. 起落架剎車裝置分為：彎塊式剎車裝置、膠囊式剎車裝置、多盤式剎車裝置15. 飛機(jī)的阻力

3、包括：摩擦阻力、壓差阻力、干擾阻力、誘導(dǎo)阻力、波阻。16. 飛機(jī)的橫側(cè)操縱通常用副翼、襟副翼、擾流片、差動(dòng)平尾來實(shí)現(xiàn)。17. 上反角可提高橫向安定性，為避免橫向安定性過大，大后掠翼飛機(jī)一般采用一定的下反角。18. 機(jī)翼扭轉(zhuǎn)包括幾何扭轉(zhuǎn)和氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)，可以延緩翼梢氣流失速。19. 一般來說，若采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，亞音速飛機(jī)采用高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)，超音速飛機(jī)采用低涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)。20. 在機(jī)翼和機(jī)身的各種相對(duì)位置中，二者之間的氣動(dòng)干擾以 中單翼 的氣動(dòng)干擾最小， 下單翼 更適應(yīng)民用航空運(yùn)輸飛機(jī)的要求。21. 飛機(jī)燃油箱通常有三種類型，包括 整體油箱 ， 軟油箱 ， 獨(dú)立油箱 。22. 飛機(jī)的起飛重量一般情況

4、下的組成包括 乘員重量 ， 裝載重量 ， 燃油重量 ， 空機(jī)重量 。23. 在結(jié)構(gòu)耐久性設(shè)計(jì)中，結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)使用壽命要 小于 結(jié)構(gòu)的經(jīng)濟(jì)壽命。24. 機(jī)翼主要考慮的內(nèi)力包括：垂直剪力Qn，垂直彎矩Mn，水平剪力Qh，水平彎矩Mh和扭矩Mz。25. 每排座位不多于6個(gè)1條過道；每排712座2條過道；每排大于12座3條或3條以上過道。26. 應(yīng)急出口分為四個(gè)等級(jí)，一對(duì)I型應(yīng)急出口允許約45人使用，一對(duì)A型應(yīng)急出口允許110人使用。27. 應(yīng)急出口的數(shù)量和布置應(yīng)便于旅客的迅速撤離，對(duì)于客座量大于44座的飛機(jī)，要求全部乘員能在90S內(nèi)從飛機(jī)撤離至地面。28. 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)的主要用途就是把進(jìn)來的空氣在能

5、量損失最小的情況下減速到壓氣機(jī)要求的進(jìn)口速度。衡量進(jìn)氣道工作效率的重要參數(shù)是進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)。29. 進(jìn)氣道的四種基本形式NACA平貼式進(jìn)氣道、皮托管式進(jìn)氣道，錐型進(jìn)氣道和二維斜板式進(jìn)氣道。30. 燃油自動(dòng)控制系統(tǒng)用來保證當(dāng)飛機(jī)燃油消耗時(shí)飛機(jī)的重心保持在給定的范圍內(nèi)。31. 目前，壽命周期費(fèi)用分析的方法主要有類比法、參數(shù)法和工程估算法三種。二、 名詞解釋（每題5分，共20分）1 升阻比飛行器在飛行過程中，在同一迎角的升力與阻力的比值。其值與飛行器迎角、飛行速度等參數(shù)有關(guān)，此值愈大說明飛行器的空氣動(dòng)力性能愈好。對(duì)一般的飛機(jī)而言，低速和亞音速飛機(jī)可達(dá)1718，跨音速飛機(jī)可達(dá)1012，馬赫數(shù)為2的

6、超聲速飛機(jī)約為482 過載（載荷因數(shù)）除重力外，作用在飛機(jī)某方向上的所有外力之合力與當(dāng)時(shí)飛機(jī)重量之比值，稱為該方向上的過載（載荷因數(shù)）。3 翼載翼載是飛機(jī)重量與機(jī)翼參考面積的比值。其中飛機(jī)的重量多選擇正常起飛重量。而機(jī)翼的面積則選擇包含部分機(jī)身的機(jī)翼參考面積。翼載是決定飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能、爬升性能和起降性能的關(guān)鍵參數(shù)。4 使用載荷（限制載荷）飛機(jī)使用中實(shí)際可能遇到的最大載荷。5 設(shè)計(jì)載荷（極限載荷）設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)所能承受而不破壞的最大載荷。6 機(jī)翼顫振顫振是彈性體在氣流中發(fā)生的不穩(wěn)定振動(dòng)現(xiàn)象。彈性結(jié)構(gòu)在均勻氣（或液）流中受到空氣（或液體）動(dòng)力、彈性力和慣性力的耦合作用而發(fā)生的大幅度振動(dòng)。它可使飛行器結(jié)構(gòu)

7、破壞。7 “滿應(yīng)力法”機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是指機(jī)翼結(jié)構(gòu)的工作應(yīng)力f與機(jī)翼結(jié)構(gòu)的許用應(yīng)力相等的設(shè)計(jì)方法。8 飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量系數(shù)是指用飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量與飛機(jī)正常起飛重量之比的百分?jǐn)?shù)來表示結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平。9 飛機(jī)前輪擺振是指當(dāng)飛機(jī)在起飛或著陸滑跑時(shí)，它的前輪有時(shí)會(huì)發(fā)生一種偏離其中立位置的劇烈的側(cè)向擺動(dòng)，輪胎和地面接觸的部分相應(yīng)地發(fā)生交變的變形。前輪的擺動(dòng)又導(dǎo)致前起落架支柱和前機(jī)身的晃動(dòng)，劇烈時(shí)甚至形成整個(gè)機(jī)身從頭部傳至尾部的顫抖。10 浸潤面積 飛機(jī)的外露表面積，可以看做把飛機(jī)浸入水中會(huì)變濕的那部分面積。11 單位耗油率 燃油消耗率除以由此產(chǎn)生的推力。對(duì)于噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，SFC通常用每小時(shí)每磅推力所消耗的燃油磅數(shù)度量。

8、12 面積率面積律是指為了使波阻最小，飛機(jī)所有部件的橫截面積疊在一起的分布應(yīng)該相當(dāng)于一個(gè)最小阻力的當(dāng)量旋成體（“Sear-Haack” 體）橫截面積的分布，或分布曲線比較光滑而無不規(guī)則的變化。13 涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)外涵流量與內(nèi)涵流量之比稱為涵道比。目前民用航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比在1 5的范圍內(nèi)。14 結(jié)構(gòu)重量系數(shù)：飛機(jī)通常用結(jié)構(gòu)重量系數(shù)來表示結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)水平。結(jié)構(gòu)重量系效是用飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量與飛機(jī)正常起飛重量之比的百分比來表示。15 副翼反效當(dāng)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度較小，扭轉(zhuǎn)變形較大時(shí)，將導(dǎo)致副翼效應(yīng)部分甚至全部喪失，這就是副翼反效。由于機(jī)翼的彈性，副翼產(chǎn)生的力矩作用在機(jī)翼上也會(huì)使機(jī)翼向與副翼偏轉(zhuǎn)的相反方向

9、變形扭轉(zhuǎn)，改變機(jī)翼的攻角（迎角），從而在氣動(dòng)力的作用下產(chǎn)生一個(gè)與副翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩方向相反的力矩。當(dāng)飛行速度達(dá)到某一值時(shí)，操縱副翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩與機(jī)翼上氣動(dòng)力引起的彈性變形產(chǎn)生的力矩相互抵消，就會(huì)使副翼失效（即副翼效應(yīng)為零），飛機(jī)無法操縱。這時(shí)的飛行速度稱為反效速度。當(dāng)飛行速度繼續(xù)提高，超過反效速度，操作副翼產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩將小于在氣動(dòng)力作用下因機(jī)翼變形而產(chǎn)生的反方向力矩。此時(shí)副翼效應(yīng)為負(fù)而起相反的作用。這種情況就被稱作“副翼反效”16 操縱機(jī)構(gòu)反效操縱機(jī)構(gòu)反效是指當(dāng)飛機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)失去原來的氣動(dòng)效率并且其作用發(fā)生反向的一種現(xiàn)象。反效最主要是由于結(jié)構(gòu)的彈性變形引起的。17 飛機(jī)的壽命周期 就飛機(jī)而

10、言，其壽命周期指該型飛機(jī)從論證開始直到退役為止的整個(gè)周期。我國規(guī)定，飛機(jī)的壽命周期可分為如下4個(gè)階段： （1）研制階段 （2）采購階段 （3）使用保障階段 （4）退役處置階段18 飛機(jī)壽命周期費(fèi)用在預(yù)期的壽命周期內(nèi)，為飛機(jī)的論證、研制、生產(chǎn)、使用、維修與保障、退役所付出的一切費(fèi)用之和三、 簡(jiǎn)答題（每題6分，共30分）1飛機(jī)總體設(shè)計(jì)有什么主要特點(diǎn)（需要簡(jiǎn)要闡述）？1）科學(xué)性與創(chuàng)造性 飛機(jī)設(shè)計(jì)要應(yīng)用航空科學(xué)技術(shù)相關(guān)的眾多領(lǐng)域（如空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)、材料學(xué)、自動(dòng)控制、動(dòng)力技術(shù)、隱身技術(shù)）的成果；為滿足某一設(shè)計(jì)要求，可以有多種可行的設(shè)計(jì)方案，即總體設(shè)計(jì)沒有“標(biāo)準(zhǔn)答案”。 2）飛機(jī)設(shè)計(jì)是反復(fù)循環(huán)迭代的

11、過程。 3) 高度的綜合性：飛機(jī)設(shè)計(jì)需要綜合考慮設(shè)計(jì)要求的各個(gè)方面，進(jìn)行不同學(xué)科專業(yè)間的權(quán)衡與協(xié)調(diào)。 2簡(jiǎn)述飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中發(fā)動(dòng)機(jī)推重比初步選取方法。速度匹配，根據(jù)不同類型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)推重比與最大馬赫數(shù)之間的經(jīng)驗(yàn)公式，估算所需的發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。推力匹配，所需發(fā)動(dòng)機(jī)在巡航狀態(tài)下的推重比約等于巡航狀態(tài)下飛機(jī)升阻比的倒數(shù)，再將巡航狀態(tài)下的推重比轉(zhuǎn)換成起飛時(shí)的推重比，即得到所需的發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。取速度匹配和推力匹配得到的較大值作為初步選取的發(fā)動(dòng)機(jī)推重比。3選擇機(jī)身幾何參數(shù)、確定機(jī)身外形時(shí)，應(yīng)該考慮哪些方面的要求？主要考慮： (1) 機(jī)身應(yīng)具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求； (2) 應(yīng)使機(jī)身的氣動(dòng)

12、阻力最??； (3) 要有利于進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連接和安裝機(jī)翼、尾翼等其他部件，等等。4. 機(jī)翼的氣動(dòng)彈性現(xiàn)象主要包括哪幾種？機(jī)翼剛度的變化對(duì)這些現(xiàn)象有什么影響？靜氣動(dòng)彈性：發(fā)散、反效。動(dòng)氣動(dòng)彈性：顫振、抖振。機(jī)翼剛度越大，氣動(dòng)彈性現(xiàn)象越不容易發(fā)生。5. 在下圖中標(biāo)出亞音速飛行時(shí)焦點(diǎn)、剛心、質(zhì)心位置，并說出超音速飛行時(shí)所發(fā)生的位置變化情況。超音速飛行時(shí)，焦點(diǎn)向后移動(dòng)到40% 50%的弦長(zhǎng)位置。6簡(jiǎn)述民航客機(jī)的客艙布置中需要考慮的因素。1）座椅的設(shè)計(jì)和安排，特別是可調(diào)性和腿部空間；2）客艙布置和裝飾的美感；3）艙內(nèi)活動(dòng)空間；4）艙內(nèi)空調(diào)系統(tǒng)布置；5）艙內(nèi)噪聲和聲振動(dòng)；6）飛機(jī)加

13、速度對(duì)旅客的影響；7）爬升和下降時(shí)機(jī)身的姿態(tài)；8）續(xù)航時(shí)間；9）衛(wèi)生間、休息室和其他設(shè)施的舒適度和方便程度；10）娛樂飲食等設(shè)施的安排布置。7飛機(jī)總體布局對(duì)動(dòng)力裝置的要求。1）動(dòng)力裝置引起的附加阻力?。?）進(jìn)氣及排氣系統(tǒng)的布置應(yīng)盡量發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)有能力；3）發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線位置應(yīng)盡量減少對(duì)飛機(jī)操縱安定性的影響；4）應(yīng)保證發(fā)動(dòng)機(jī)的使用維護(hù)方便；5）應(yīng)防止跑道上的沙粒吸入；6）應(yīng)保證安全防火；7）發(fā)動(dòng)機(jī)固定接頭應(yīng)簡(jiǎn)單可靠；8）應(yīng)保證發(fā)動(dòng)機(jī)易于拆裝。8. 簡(jiǎn)述亞音速和超音速發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道分別有哪些形式。1）亞音速進(jìn)氣道形式有：NACA平貼式和皮托管式；2）超音速進(jìn)氣道形式有：外壓式、內(nèi)壓式和混合式。9.

14、 簡(jiǎn)述飛機(jī)結(jié)構(gòu)布局的思路和步驟。1）根據(jù)載荷和結(jié)構(gòu)外形及結(jié)構(gòu)總體布局安排，在多種部件結(jié)構(gòu)形式中選擇合理形式；2）結(jié)構(gòu)力求綜合利用和承載；3）在靜強(qiáng)度布局時(shí)，設(shè)計(jì)力求簡(jiǎn)練，傳力路線力求簡(jiǎn)短；4）口蓋布局避開主傳力路線。10. 展弦比對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響有哪些？1）對(duì)于低速飛機(jī)，展弦比增大，誘導(dǎo)阻力減??；對(duì)于高速飛機(jī)，展弦比增大，波阻增大。2）展弦比增大后升力線斜率增大。3）展弦比增大，失速迎角減小。11. 后掠角對(duì)氣動(dòng)特性的影響有哪些？ 后掠角增大，可以提高臨界馬赫數(shù)，延緩激波產(chǎn)生，降低波阻；同時(shí)會(huì)造成升力線斜率降低，最大升力系數(shù)降低，升阻比降低。12. 簡(jiǎn)述上下單翼的特點(diǎn)。 上下單翼的翼盒可貫穿

15、機(jī)身，上單翼距離地面遠(yuǎn)，外掛部件不容易與地面接觸，但維護(hù)不方便；下單翼距離地面近，維護(hù)方便，但要注意將外掛部件與地面保持距離。為保持適度的橫向穩(wěn)定性，上單翼一般采用下反角安裝，下單翼一般采用上反角安裝。13. 簡(jiǎn)述中單翼的特點(diǎn)。 中單翼具有上單翼距地面遠(yuǎn)的優(yōu)點(diǎn)，對(duì)特技飛行機(jī)動(dòng)性優(yōu)越，若機(jī)身大致為圓弧形，且不用整流，則中單翼布局的阻力最低，結(jié)構(gòu)貫穿是中單翼面臨的主要問題。14. 機(jī)翼下吊艙式進(jìn)氣道有哪些主要優(yōu)點(diǎn)？機(jī)翼下吊艙式進(jìn)氣道主要的優(yōu)點(diǎn)有： 1) 進(jìn)氣口遠(yuǎn)離機(jī)身，可提供未經(jīng)擾亂的氣流，所需進(jìn)氣通道非常短 2) 發(fā)動(dòng)機(jī)和排氣遠(yuǎn)離機(jī)身，在客艙里產(chǎn)生的噪聲很小 3) 便于地面維護(hù) 4) 發(fā)動(dòng)機(jī)重量

16、能產(chǎn)生有助于減輕機(jī)翼重量的“展向加載”的效果15. 機(jī)翼下吊艙式進(jìn)氣道有哪些主要缺點(diǎn)？短艙的存在會(huì)干擾機(jī)翼的氣流，增加阻力、減少升力。發(fā)動(dòng)機(jī)停車時(shí)的偏航力矩大離地面較近，需采取防塵土和沙石的措施 不便于設(shè)計(jì)機(jī)翼上的增升裝置16. 飛機(jī)采用腹部進(jìn)氣形式時(shí)的優(yōu)缺點(diǎn)有哪些？ 主要優(yōu)點(diǎn)包括： 1 ）管道長(zhǎng)度較短； 2 ）在大迎角情況下有助于氣流進(jìn)入進(jìn)氣口。 主要缺點(diǎn)在于： 1 ）單發(fā)時(shí)需將前起落架布置在進(jìn)氣口之后，導(dǎo)致進(jìn)氣道整流罩的阻力和重量的增加；雙發(fā)時(shí)前起落架則容易布置在兩個(gè)腹部進(jìn)氣口中間，沒有上述問題。 2 ）容易吸入外來物，因此整個(gè)腹部進(jìn)氣口與地面要保持足夠的距離。17. 飛機(jī)采用兩側(cè)進(jìn)氣有何

17、優(yōu)缺點(diǎn)？管道短，并能提供相對(duì)干凈的空氣，但在大迎角狀態(tài)，由于比進(jìn)氣口低的前機(jī)身拐折處引起的漩渦分離，可能會(huì)使進(jìn)氣道出現(xiàn)問題，而且單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下使用兩側(cè)進(jìn)氣口容易造成壓力不穩(wěn)定而引起發(fā)動(dòng)機(jī)的喘振。18. 飛機(jī)采用背部進(jìn)氣有何優(yōu)缺點(diǎn)？管道短，沒有前起落架的位置問題。在大迎角時(shí)，前機(jī)身會(huì)遮擋氣流。當(dāng)飛行員應(yīng)急跳傘時(shí)可能被吸進(jìn)進(jìn)氣口。有利于提高隱身性能。19. 簡(jiǎn)述超臨界翼型的特點(diǎn)較大的前緣半徑、上翼面比較平坦后部略向下彎。上翼面氣流加速更加緩慢。即使出現(xiàn)局部激波則強(qiáng)度也弱并且靠后，避免誘導(dǎo)激波分離，具有好的跨音速特性。主要用于跨音速飛機(jī)。外形特點(diǎn)前緣半徑較大，中部上翼面彎度較小，后部下翼面凹曲，

18、后緣薄而尖。氣動(dòng)力優(yōu)點(diǎn)上、下表面氣流速度增加較少，特別是減小了前緣吸力峰值；上翼面中部區(qū)域曲度的減少，在擴(kuò)展超音速區(qū)范圍的同時(shí)減少波前M數(shù)，使最終激波的強(qiáng)度減弱甚至完全消失，大大推遲波后邊界層分離；由上翼面曲度減少所造成的升力損失為翼型后部彎度增加而得到補(bǔ)償。20. 簡(jiǎn)述起落架減震器的減震原理產(chǎn)生盡可能大的變形來吸收撞擊動(dòng)能，增長(zhǎng)飛機(jī)垂直分速度消失的時(shí)間，從而減小撞擊力；盡可能快地消散能量，使碰撞后的顛簸跳動(dòng)迅速停止。21. 總體布置時(shí)調(diào)整飛機(jī)重心的主要措施移動(dòng)重量較重的飛機(jī)固定裝載：在重心位置只須少量移動(dòng)就能滿足要求時(shí)，可以在基本不影響布置合理性的情況下，將較重的設(shè)備根據(jù)情況前移或后移移動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)位置：在需要重心調(diào)整量大時(shí)，可以向前或向后移動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)；或者只移動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)部分，更改發(fā)動(dòng)機(jī)延伸筒長(zhǎng)度