先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì)復(fù)習(xí)題修改版

先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì)工程1、飛機(jī)研制的幾個(gè)主要階段及其內(nèi)容（新規(guī)定或傳統(tǒng)劃分方法）。①論證階段一研究設(shè)計(jì)新飛機(jī)的可行性其工作內(nèi)容包括擬定新飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求，新飛機(jī)的總體技術(shù)方案以及研制經(jīng)費(fèi)、保障條件和對(duì)研制周期的預(yù)測(cè)，最后形成武器系統(tǒng)研制總要求。②方案階段一設(shè)計(jì)出可行的飛機(jī)總體技術(shù)方案即確定飛機(jī)布局形式、總體設(shè)計(jì)參數(shù)、選定動(dòng)力裝置和各主要系統(tǒng)方案及其主要設(shè)備以及機(jī)體結(jié)構(gòu)用的主要材料和工藝分離界面；進(jìn)而形成飛機(jī)的總體布置圖、三面圖、結(jié)構(gòu)受力圖，重心定位、性能、操縱安定性計(jì)算，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度計(jì)算以及提出對(duì)各分系統(tǒng)的技術(shù)要求；最終要制造出全尺寸的樣機(jī)，進(jìn)而人機(jī)接口、主要設(shè)備和通路布置的協(xié)調(diào)檢查以及使用維護(hù)性檢查。新制飛機(jī)的樣機(jī)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(jié)新飛機(jī)的總體技術(shù)方案，開始轉(zhuǎn)入工程研制。③工程研制階段一進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)，向制造部門提供生產(chǎn)圖紙?jiān)囍圃蜋C(jī)在工程研制階段，制造部門的工藝人員要制定飛機(jī)制造工藝總方案，并對(duì)詳細(xì)設(shè)計(jì)的零部件圖紙進(jìn)行工藝性審查。同時(shí)，各分系統(tǒng)的設(shè)備要陸續(xù)提交設(shè)計(jì)部門進(jìn)行分系統(tǒng)的驗(yàn)證，然后對(duì)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(yàn)。工程研制階段的最終結(jié)果是試制出4?10架原型機(jī)，并制定試飛大綱和準(zhǔn)備好空地勤人員使用原型機(jī)所需的相應(yīng)技術(shù)文件，并具有進(jìn)行試飛所必需的外場(chǎng)保障設(shè)備。④設(shè)計(jì)定型階段一進(jìn)行定型試飛新飛機(jī)首飛成功后即應(yīng)按試飛大綱要求，進(jìn)行定型試飛。⑤生產(chǎn)定型階段一少量改進(jìn)，小批量生產(chǎn)經(jīng)過設(shè)計(jì)定型后，新飛機(jī)可能還會(huì)有一定的更改，特別是工藝性的改進(jìn)。改進(jìn)后的飛機(jī)進(jìn)入小批量生產(chǎn)。首批生產(chǎn)的飛機(jī)也應(yīng)經(jīng)鑒定試飛，主要檢查工藝質(zhì)量，通過后即可進(jìn)入成批生產(chǎn)。2、寫出重量方程，說明其中各項(xiàng)的意義；對(duì)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。叱-w“^+%,/+從左至右依次是乘員、有效載荷、燃油和空機(jī)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是指飛機(jī)乘員的重量，對(duì)于殲擊機(jī)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(shù)技術(shù)要求確定的。Wpay10ad是指飛機(jī)上為執(zhí)行任務(wù)所必須裝載的武器、彈藥和特種設(shè)備，如監(jiān)視雷達(dá)、反潛系統(tǒng)、電子干擾系統(tǒng)等大型裝置的重量。飛機(jī)上的通信導(dǎo)航、識(shí)別、電子對(duì)抗及火控系統(tǒng)等，凡完成任務(wù)需要而與飛機(jī)尺寸無直接關(guān)系的任務(wù)裝載設(shè)備也可以列入裝載重量中。這類執(zhí)行任務(wù)必須的裝載重量一般在戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求中明確。對(duì)于現(xiàn)代殲擊機(jī)，一般執(zhí)行任務(wù)需要的裝載重量約為2-4t。wfuei是機(jī)內(nèi)裝載燃油的重量，是根據(jù)完成戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求規(guī)定的飛行剖面或航程來確定的。在初步估計(jì)時(shí)，也可用同類飛機(jī)的wfuei統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)。wempty是指飛機(jī)無乘員、無任務(wù)裝載及無燃油的飛機(jī)重量，包括飛機(jī)的結(jié)構(gòu)、動(dòng)力裝置及機(jī)載設(shè)備等隨飛機(jī)尺寸變化的重量，在初步估算時(shí)wem陋也有一個(gè)統(tǒng)計(jì)值，對(duì)不同用途的飛機(jī)該值是不同的。15,2APPROXIMATEGROUPWEIGHTSMETHODEarlyindesignitisdesirabletodoaroughc.g.estimate.OthcrwiwTsubstantialreworkmayberequiredafterthec.￡.isproperlyestimated.Aroughc,g,estimatecanbedonewithacrudestatisticaluppro3ch過導(dǎo)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.在設(shè)計(jì)的早期，需要對(duì)飛機(jī)重量有一個(gè)粗略的估計(jì)，機(jī)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(yàn)數(shù)據(jù)確定，同樣地，機(jī)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，安裝的發(fā)動(dòng)機(jī)重量是未安裝時(shí)重量的倍數(shù)，最后，剩余的飛機(jī)空重通過起飛總重中估算。

_ Table15.2App「u對(duì)msit￡止mplyweiRhtbuilduphemFigh[e「STransportsandbombersGeneralaviaELonMultiplier*ApproximatelocationWingHorizontaltailVerticaltail9.04.05310.05.55.52.52.02.0q 2—p6MplRnFocffiPL,^cspriMiipiniLlWrmf]?$ex邙的Wplanformh~40帥MAC40%MAC40標(biāo)MACFuselage4_8工0L4q 240-50%LengthLandinggearb.033.045Navy.043.057TOGW(lb)—JnslaUtdengineL3L31.4Engineweight(lb)—*"All-else.17J7,10TOGW(lb)40-50。lengthempty"： — :,Resultsareinpounds.「’15%tonosegear;85%tomaingear.DesigntakEdffRrosswei生htnrnbubrokenintocrewweight*payload(orpassenger)weight,fuelweight,andtherem乳ining(or“EmpLy")wemht.Theemptyweightincludesthestructure,engines,[andingsear,fixedequip-m四口t,aYionics：8tidanythingrisenotconsideredapartofcrew,payload>drfueLEauatioii(3.1)summarizesthetakeoff-weiahtbuildup.+ +即？+ +即？uEl+^Kjrnply(31)Thecrewandpayloadweightsarebothknownsincetheyaregiveninthedesignrequirements.Theon【yunknownsargthiweightandemptyAvgight,Howger.thuy日rubothdependentonthetotalaircraftweigFEThusaniterative口r(XgSmustbeu$edforaircraftsizing3-3EMPTY-WEIGHTESTIMATIONTheempty-weightfraction｛嗎/%)canbeestimatedstatisticallyfromhistoricaltrendsasshowninFig.3J,developedbytheauthorfromdatatakenfromRef,1andothersources.Empty-weightfractionsvaryfromabout0.3to0.7,anddiminishwithincreasingtotalaircraftweight.FUEL-FRACTIONESTIMATIONOnlypartoftheaircraft'sfuelsupplyisavailableforperformingthemismi口口("missionf口或“1'he口therfuelincludesreservefuelasrequiredbydi*lnrmilitaryde&Eh左.居評(píng)上前匕口“andalsoincludes^trappedfuel/5whichisthefuelwhichcarmotbepumpedoutofthetanks.Therequiredamountofmissionfueldependsuponthemissiontobeflown,theaerodynamiesoftheaircraft,andtheengine'sfuelconsumption.The^aircraftweightdurinathemissionaffectsthedrag,sothefuelusedis&hinctiun□「山匕aircraftweight.3、一架噴氣式飛機(jī)具有如下圖所示的任務(wù)剖面，假定余油和不可用油占6%,試寫出燃油系數(shù)的表達(dá)式。Warmingup&takeoffWarmingup&takeoff44、下圖所示各種尾翼布局，試從結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)綜合的角度分析哪種布局對(duì)改出尾旋最有利。飛機(jī)的方向安定性和操縱性是用立尾、腹鰭及方向舵來實(shí)現(xiàn)的。立尾在改出尾旋中起著關(guān)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(shí)要考慮使方向舵在大迎角時(shí)離開平尾的尾跡。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$Up+andhastheextraadvantageofbeingwhereitcannotbeblanketedbythewingwake.Ventraltailsarealsousedtoavoidlateralinstabilityinhigh-sp??iflight.尾旋時(shí)，飛機(jī)基本上是垂直下落，同時(shí)導(dǎo)致繞一垂直軸旋轉(zhuǎn)，此時(shí)必須制止旋轉(zhuǎn)并減小側(cè)滑角，從而要求有足夠的方向舵操作;大迎角下，平尾失速，產(chǎn)生紊流尾跡，并以大約45。的角度向上擴(kuò)展。作為經(jīng)驗(yàn)法則，方向舵至少應(yīng)有三分之一必須在尾跡之外將平尾上移也也可減小平尾尾跡對(duì)方向舵的影響，但需要提防上仰;背鰭因產(chǎn)生一個(gè)附著于垂尾上的渦而改善了大側(cè)滑角下的尾翼效率，這可防止在尾旋中所遇到的那種大側(cè)滑角，并在尾旋中增大方向舵操縱;腹鰭可以防止大側(cè)滑角，且不會(huì)被機(jī)翼尾跡淹沒，還用于避免高速飛行中的航向不穩(wěn)定性。5、推重比和翼載的概念，內(nèi)在聯(lián)系，確定該參數(shù)的一般方法（課件上說根據(jù)畫圖確定）。推重比（T/W）是發(fā)動(dòng)機(jī)地面臺(tái)架狀態(tài)的推力值與飛機(jī)重量之比；翼載（W/S）是指飛機(jī)重量與機(jī)翼參考面積之比W_\T/W-G}±yl（T/W-G）2-（4Cno/^4e）S 2/qyiAeWjnR1—din已indthntixt rzl門?！核?Tit￡r「cnnEurEdforanuinbgrnFpe「fb「EiniQcual心ulatiqgs.suchastakeoffdistance,whichi$frequentlyacrittca]designdriver.Areqjireinentforshorttakeoffbemetbyusingalarge*ng(lowW/S}witharelativelysmallengine(law77印}Whilethesmallenginewillcausetheaircrafttoaccelerateslowly^itonlyneedstoreachamoderatespeedtoHftofftheground.Ontheotherhan&thesametakeoffdistancecouldbemelwithasmallwing(highW/S}providedthatalargeengine(highT/W}isalsouwd.Inthiscasehtheaircraftmustreachahighspeedtolliftoff,butthelargeenginecanrapidlyacceleratetheaircrafttothatspeed,Dugtoth-in-rcjntimt詁必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前斷垣日門臥dt於is魚ch-thesingleYngin。值虻-f⑶mb-6、布局選擇(可側(cè)重氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、裝載、性能、維護(hù)和代價(jià)等方面某一方面)方面的問題，對(duì)下列四種布局進(jìn)行選擇，講出主要理由。正常式布局：多數(shù)飛機(jī)采用正常式布局，主要是因?yàn)檎Ｊ斤w機(jī)布局積累的知識(shí)和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)比較豐富。飛機(jī)正常飛行時(shí)，保證飛機(jī)各部分的合力通過飛機(jī)的重心，保持穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。正常式布局的水平尾翼一般提供向下的負(fù)升力，為了保證飛機(jī)的靜穩(wěn)定性，飛機(jī)機(jī)翼的迎角大于尾翼的迎角。多數(shù)戰(zhàn)斗機(jī)都采用正常式布局，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)更強(qiáng)調(diào)中、低空機(jī)動(dòng)性，要求飛機(jī)具有良好的大迎角特性。在20世紀(jì)70年代發(fā)展了邊條機(jī)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(dòng)，從而提高了基本翼對(duì)升力的貢獻(xiàn)。邊條翼在大迎角時(shí)使升力增加，誘導(dǎo)阻力減小，跨音速時(shí)延緩波阻的增加，減小超聲速的波阻。由于邊條翼所具有的優(yōu)點(diǎn)，許多三代戰(zhàn)斗機(jī)，如F-16、F/A-18、米格-29、su-27皆采用正常式邊條翼布局。聯(lián)翼布局：與常規(guī)布局相比較，聯(lián)翼優(yōu)點(diǎn)：提高了抗彎扭強(qiáng)度，減輕了結(jié)構(gòu)重量；提供直接升力和直接側(cè)向力控制能力；減少了誘導(dǎo)阻力；減少了跨音速和超音速波阻，可以更好的采用面積律三翼面布局：在正常式布局的基礎(chǔ)上增加了水平前翼構(gòu)成的，它綜合了正常式布局和鴨式布局的優(yōu)點(diǎn)，有望得到更好的氣動(dòng)特性，特別是操縱和配平特性，增加前翼可以使全機(jī)氣動(dòng)載荷分布更為合理，減輕機(jī)翼上的氣動(dòng)載荷，有效的減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量；前翼和機(jī)翼的襟副翼，水平尾翼一起構(gòu)成飛機(jī)的操縱控制面，保證飛機(jī)大迎角的情況下有足夠的恢復(fù)力矩，允許有更大的重心移動(dòng)的范圍；前翼的脫體渦提供非線性升力，提高全機(jī)最大升力。設(shè)計(jì)思路是讓機(jī)身也參與產(chǎn)生升力。但是如果采用增壓客艙，機(jī)身將變得非常重。對(duì)于大型運(yùn)輸機(jī)而言，其應(yīng)用有待深入的研究

7、戰(zhàn)斗機(jī)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(dòng)空間d、安全彈射離機(jī)通道e、儀表板、顯示器f、操縱臺(tái)g、視界-座艙蓋h、設(shè)備安裝8、飛機(jī)起落架形式和輪數(shù)與飛機(jī)重量的典型關(guān)系式怎樣的？1）雙前輪使用普遍，尤其是對(duì)采用彈射起飛的艦載機(jī)2）重量大約在50,0001b以下時(shí)，盡管就萬一有一個(gè)輪胎癟胎情況下的安全性而言，在每個(gè)主輪支柱上采用雙輪好些，但通常每個(gè)支柱還是采用單主輪3）重量50,000?150,0001b（甚至到250,0001b），每個(gè)支柱一般都使用雙輪4）重量200,000?400,0001b，通常采用4輪的小車式5）重量大于400,0001b，采用四個(gè)輪軸架，每一輪軸架帶4個(gè)或6個(gè)機(jī)輪，以便沿橫向分散飛機(jī)的總載荷Fig.LL1Landinggear時(shí)raugeineMs.8gFig.LL1Landinggear時(shí)raugeineMs.—8— FlULtl-FDBETf

9、請(qǐng)說明下圖中9種隱埋式發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道的進(jìn)氣位置。10、下列座艙透明艙蓋設(shè)計(jì)時(shí)需要考慮的A、B角的名稱分別是什么,并說明對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)它們通常的取值是多少。11、簡(jiǎn)述飛機(jī)總體布局設(shè)計(jì)中應(yīng)考慮哪些因素的影響。飛機(jī)的氣動(dòng)布局通常是指其不同的氣動(dòng)力承力面的安排形式。全機(jī)氣動(dòng)特性取決于個(gè)承力面之間的相互位置以及相對(duì)尺寸和形狀。氣動(dòng)布局對(duì)不同的升力值都能進(jìn)行配平，在給定某一升力值時(shí)都能保持穩(wěn)定的運(yùn)動(dòng)。選擇飛機(jī)布局時(shí)，除選擇氣動(dòng)配平的形式外，還要考慮其他因素。首先要選擇機(jī)翼的平面形狀、尾翼的尺寸和在飛機(jī)上的安裝位置，然后是選擇起落架的形式及其在飛機(jī)上的安裝位置。12、簡(jiǎn)述飛機(jī)構(gòu)型設(shè)計(jì)包含的內(nèi)容。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包括三層次的工作：①飛機(jī)結(jié)構(gòu)布局。主要是進(jìn)行全機(jī)結(jié)構(gòu)總體布局即選擇飛機(jī)結(jié)構(gòu)分離面。進(jìn)一步確定各部件的主承力結(jié)構(gòu)形式及傳力路線，布置其主要受力構(gòu)件。②結(jié)構(gòu)元件參數(shù)選擇。在結(jié)構(gòu)布局的基礎(chǔ)上，選擇或優(yōu)化個(gè)結(jié)構(gòu)元件的尺寸及材料等。③結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)。為使結(jié)構(gòu)有好的耐久性，在結(jié)構(gòu)元件優(yōu)化的基礎(chǔ)上，對(duì)結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)精心設(shè)計(jì)，如開孔、連接、圓角等的設(shè)計(jì)。飛機(jī)結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)一般有一下步驟和內(nèi)容：（1）飛機(jī)結(jié)構(gòu)總體布局設(shè)計(jì)：①結(jié)構(gòu)總體方案的確定；②全機(jī)結(jié)構(gòu)分離面的確定。（2）部件結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)：①部件結(jié)構(gòu)形式選擇；②傳力結(jié)構(gòu)的布置；③工藝分離面的確定及主要結(jié)合面形式的選擇。（3）全機(jī)承力系統(tǒng)綜合檢查。（4）根據(jù)結(jié)構(gòu)選材要點(diǎn)確定主要結(jié)構(gòu)選材。13、民航客艙布局設(shè)計(jì)考慮的主要因素是什么?舒適性和經(jīng)濟(jì)性民航機(jī)在客艙布置中需要考慮的因素，舒適性占主要位置，而客艙的舒適性主要取決于下列因素：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旅客在艙內(nèi)的活動(dòng)空間；④客艙內(nèi)的微氣候，即空調(diào)系統(tǒng)設(shè)計(jì)；⑤艙內(nèi)噪聲和聲共振；⑥飛機(jī)加速度對(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)施的舒適和方便程度；⑩服務(wù)質(zhì)量一一乘務(wù)員的服務(wù)態(tài)度，娛樂、飲食等設(shè)施和安排。14、民航飛機(jī)截面積尺寸和機(jī)身長(zhǎng)度主要取決于哪些因素。機(jī)身長(zhǎng)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(diǎn)。武器的外掛方式的優(yōu)越性（反過來就是內(nèi)裝式的缺點(diǎn)）有較大的空間、良好的使用維護(hù)性以及武器發(fā)射前易于截獲目標(biāo)等外掛武器的缺點(diǎn)（反過來就是內(nèi)裝式的優(yōu)點(diǎn)）大量的外掛武器會(huì)產(chǎn)生很大的阻力，在近聲速時(shí)它可能比飛機(jī)本身的阻力還大，超聲速飛行難以實(shí)現(xiàn)某些機(jī)翼外掛物還會(huì)給飛機(jī)的氣動(dòng)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(shí)的氣動(dòng)加熱外掛物的存在也損壞了飛機(jī)的隱身性能16、飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)有哪幾種類型，分別適用于什么飛機(jī)。飛行速度300?400km/h（不高于Ma0.3）：活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)飛機(jī)速度在700-800km/h：渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)亞聲速客、貨機(jī)（高于Ma0.65）：不帶加力燃燒室的高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、超聲速機(jī)動(dòng)飛機(jī)渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)、帶加力燃燒室的低涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)、帶加力燃燒室的低涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行速度超過3000km/h的飛機(jī)：沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、其他類型的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī) （如適用于Ma5飛的脈沖式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)）17、對(duì)裝在飛機(jī)上得動(dòng)力裝置的要求有哪些？1）動(dòng)力裝置引起的附加阻力最小2）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)操縱安定特性的影響4）應(yīng)保證發(fā)動(dòng)機(jī)的使用維護(hù)方便5）應(yīng)防止跑道上的砂粒吸入6）應(yīng)保證安全防水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18、進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中如何控制附面層影響。超音速飛機(jī)最常用的溝槽式附面層隔道：1）前機(jī)身附面層在分割板和機(jī)身之間的隔道流過，通過隔道斜板夠成的溝槽排出去2）隔道斜板應(yīng)具有不大于30°的角度，其前緣應(yīng)置于分割板前緣之后1?2倍高度處3）隔道高度可按經(jīng)驗(yàn)取為進(jìn)氣道進(jìn)口前機(jī)身長(zhǎng)度的1%?3%4）附面層隔道的迎風(fēng)面積應(yīng)盡量小，以減小阻力19、簡(jiǎn)述燃油系統(tǒng)的組成及功用。燃油系統(tǒng)的組成：1）燃油箱分系統(tǒng)2）供油和輸油分系統(tǒng)3）通氣增壓分系統(tǒng)4）地面加油和放油分系統(tǒng)5）空中加油和應(yīng)急放油分系統(tǒng)6）惰性氣體及抑爆分系統(tǒng)7）油量測(cè)量分系統(tǒng)8）散熱器燃油的輸送及回油分系統(tǒng)燃油系統(tǒng)的功用是儲(chǔ)存飛機(jī)所用的燃油，并保證在飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求規(guī)定的所有飛機(jī)狀態(tài)和工作