飞机结构设计大纲
飞机制造组织设计大全(通用)
飞机制造组织设计大全(通用)一、引言本文档旨在提供一个通用的飞机制造组织设计大全，以帮助企业在飞机制造领域进行组织设计工作。
以下是设计一个飞机制造组织所需考虑的要点。
二、组织结构一个高效的飞机制造组织应该有合理的组织结构。
以下是一些常见且可行的组织结构设计方案：1. 功能型组织结构- 研发部门：负责飞机设计和技术研发。
- 制造部门：负责组装和生产飞机部件。
- 质量控制部门：负责检验飞机制造过程中的质量。
- 销售部门：负责飞机的市场推广和销售。
- 采购部门：负责采购飞机制造所需材料和零部件。
2. 项目型组织结构- 每个飞机项目设立一个专门的团队。
- 每个团队包括研发、制造、质量控制、销售等相关职能岗位。
- 每个团队负责一个具体的飞机项目，从研发到生产再到销售完整负责。
三、人员配置一个成功的飞机制造组织需要合适的人员配置。
以下是一些需要考虑的人员配置要点：1. 高级技术人员- 飞机设计师：负责飞机的整体设计。
- 工程师：负责设计和开发飞机的各个部分。
- 技术人员：负责制造和操控飞机。
2. 生产人员- 技术工人：负责组装和生产飞机部件。
3. 市场推广人员- 销售人员：负责飞机的市场推广和销售。
四、设备和资源一个飞机制造组织需要适当的设备和资源支持。
以下是一些常见的设备和资源要点：1. 研发设备- 高性能计算机和软件：用于飞机设计和模拟。
- 实验室设备：用于测试和验证飞机部件。
2. 生产设备- 组装线和机械设备：用于飞机组装和生产。
- 质检设备：用于检验飞机部件的质量。
五、制度和流程一个高效的飞机制造组织应该有合理的制度和流程。
以下是一些常见的制度和流程要点：1. 研发流程- 确定飞机设计和技术开发的流程和阶段。
- 设立合理的研发里程碑和时间节点。
2. 生产流程- 设立飞机组装和生产的流程和标准操作规程。
- 确保质量控制和生产进度的监督。
3. 销售流程- 设立飞机销售的流程和销售渠道。
- 客户接洽和需求确认的流程。
飞行器结构设计课程设计 教学大纲
飞行器结构设计课程设计一、课程说明课程编号：420213Z11课程名称（中/英文）：飞行器结构设计课程设计/Aircraft Structure Design Curriculum Design课程类别：专业教育课程（集中实践环节）学时/学分：16/1先修课程：理论力学，材料力学，航空航天概论，飞行器结构设计适用专业：航空航天工程教材、教学参考书：《飞行器结构设计》。
余旭东，徐超，郑晓亚。
西北工业大学出版社,2010年。
第一版二、课程设置的目的意义本课程设计是航空航天工程专业必修的专业实践类主干课。
课程的目的是在学习完飞行器结构设计之后培养学生运用所学知识解决实际问题，提高学生理论联系实际和动手操作的能力，使学生更深入的掌握现代飞行器结构设计的先进设计思想、设计理论和设计技术。
三、课程的基本要求课程通过实验和课程设计环节培养学生的实际操作动手能力及学生应用相关理论知识来解决处理实际问题的综合能力。
其具体要求为：1.深入了解飞行器结构设计的基本概念和型号的研制步骤；2.通过实际动手分解和组装无人机掌握无人机的基本结构特点和设计方法；3.通过无人机飞控调试和无人机飞行实验以及无人机飞行轨迹规划等实验内容深入了解无人机的设计思想和对应的功能实现过程；4.通过有限元软件对卫星的建模和仿真，掌握航天器结构设计的基本方法和飞行器动态设计的方法。
同时注意培养学生实事求是、严肃认真的科学作风和良好的实验设计习惯，为今后工作打下良好的基础。
四、教学内容、重点难点及教学设计五、实践教学内容和基本要求本课程为实践类的课程设计，具体的教学内容为三个实训类的实验课程:实验一, 旋翼无人机飞行实验;实验二,旋翼无人机试飞;实验三,卫星结构的动力学仿真实验。
其具体要求为：实验一：要求掌握无人机的基本结构特点和各个构件的基本功能，并能动手拆解和组装无人机。
实验二：要求对无人机进行飞行试验，掌握无人机结构设计在无人机实际飞行中起的关键作用。
飞机结构设计3.4.1概要
平面应力
平面应变
应力强度因子修正计算(弹塑性材料含裂体)
K aeff
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2 (a ry ) a c( 2 ) K 1 c( ) s s K
2
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3.4.1 断裂力学基础
断裂（静拉伸载荷下裂纹撕裂）的能量判据
断裂判据的作用
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3.4
损伤容限设计
损伤容限设计概念
飞机在使用期间或制造初期允 许出现裂纹（损伤）,甚至允许主 要受力构件发生裂纹（ 并无危及 结构安全 ）。利用断裂力学理论 与实验结果,设计使得结构裂纹在 一定限度内（损伤容限设计）,保 证结构有足够的剩余强度、刚度 （能继续承载） , 利用定期的检 差维修保证飞机结构使用的安全 可靠,而不致发生灾难事故。
a a FI f sec W W
对于其它裂纹形状,载荷作用位置及几何边界条件等,有:
7
3.4.1 断裂力学基础
近裂区应力分布形式不变，即 K
r
1 2
， f ij 不变；
值计算有不同形式。
K 显得十分重要,更重要的在于它可作为材料断裂判据, 应用方便
进行修正，使得在工程材料中应用线弹性断裂力学的理论成果 。
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3.4.1 断裂力学基础
应力场等效修正原则: 修正后的弹性应力场与实际应力分布在离开裂尖的一个小范围 后弹性场的应力分布基本一致。
σ
aeff a0 ry
aeff a0 x Ry
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结 论：
ry
Ry 2
飞机结构设计(第3章-3.1)
载荷分析是机身结构设计的重要环节， 通过对各种载荷进行计算、分析和评 估，确保机身结构满足强度、刚度等 方面的要求。
机身结构的优化设计
机身结构的优化设计是在满足强度、刚度等要求的前提下，对机身结构进行改进和优化，以提高飞机 的性能和降低制造成本。
优化设计可采用多种方法和技术，如有限元分析、拓扑优化、形状优化等，通过对机身结构的材料分布、 结构形式等进行调整和改进，实现结构的最优设计。
集中载荷包括起落架、油箱和武器挂 载等引起的局部载荷。
机翼结构的优化设计
机翼结构的优化设计旨在实现强 度、刚度、疲劳和损伤容限等要
求的最优化。
优化设计方法包括有限元分析、 多目标优化和遗传算法等。
优化设计过程中需考虑材料、工 艺和制造成本等因素，以实现经 济性、可行性和可持续性的平衡。
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第3章-3.3：尾翼结构设计
荷，并将其传递给骨架。
骨架用于支撑机身结构，承受 内部压力和其他内部载荷，并
保持机身的形状和尺寸。
连接件用于将蒙皮和骨架连接 在一起，传递载荷并保持结构
的完整性。
机身结构的载荷分析
机身结构的载荷主要包括气动载荷、 重力载荷、惯性载荷等，这些载荷在 机身结构中产生应力、应变等效应。
载荷分析还需考虑不同飞行状态下 （如起飞、巡航、着陆等）的载荷变 化，以确保机身结构在不同飞行状态 下都能保持安全和可靠。
桁条用于支撑蒙皮，提高其承载能力和刚 度。
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06
接头用于将机翼与机身连接起来，传递力 和扭矩。
机翼结构的载荷分析
机翼结构的载荷主要包括气动载荷、 惯性载荷和集中载荷等。
惯性载荷由飞机的加速度和角加速度 引起，包括机翼弯曲、扭转和平移等 惯性力。
A320+飞机机翼的设计+大纲
A320 飞机机翼的设计1 引言1.1 机翼的作用1.2 机型介绍2 机翼的应用2.1 机翼的原理2.1.1 机翼的飞行理论2.1.2 机翼的组成部分2.2 机翼的效率2.2.1 机翼的气动效率2.2.2 机翼的结构效率2.3 机翼的形状2.3.1 机翼的形状种类2.3.2 机翼的形状选择3 机翼的结构受力分析3.1机翼的受力3.1.1 机翼的基本受力分析3.1.2 机翼自身的强度受力分析3.2机翼的负载3.2.1 机身3.2.2 发动机3.3机翼的结构3.3.1 机翼的基本结构分析3.3.2 机翼的结构受力分析4.3机翼的材料4.3.1 机翼的基本材料选择4.3.2 机翼的材料受力分析5 结论6 参考文献7 致谢简述A320系列是欧洲空中客车工业公司研制一种创新的飞机，为单过道，中短程飞机建立了新的标准。
A320系列飞机双发150座级客机，是第一款应用全数字电传操纵（fly-by-wire）飞行控制系统的民航客机，第一款放宽静稳定度设计的民航客机。
A320系列飞机在设计上提高客舱适应性和舒适性。
A320系列飞机包括A318、A319、A320和A321在内组成了单通道飞机系列。
旨在满足航空公司低成本运营中短程航线的需求，为运营商提供了100至220座级飞机中最大的共通性和经济性。
A320飞机自1988年4月投入运营以来，迅速在中短程航线上设立了舒适性和经济性的行业标准。
A320系列的成功也奠定了空中客车公司在民航客机市场中的地位。
A320项目自1982年3月正式启动，第一个型号是A320 ——1001987年2月22日首飞，1988年2月获适航证并交付使用。
1994年A321投入服务，1996年A319投入服务，2003年A318投入服务。
最初的法国航空公司的A320在航空展上飞行表演时坠毁，3名机组成员死亡，事故是由于飞行员对新型电传操纵系统操作不当引起的，调查显示还有大量未解决的问题，但是随着飞机技术的成熟完善，那次事故的影响慢慢消退，不再会影响到其优良的声誉了。
飞机结构设计 第1章 绪论
1932年，英国空海军飞机设计要求《AP970》中已有防颤振要求 1975年出现了ACT技术，从原理上讲可以 放宽这一要求
三、静强度、刚度和安全寿命设计 设计准则 Ne≤Ns=Nex/nf Ne— 飞机的使用寿命； Ns— 飞机结构的安全寿命； Nex—结构的疲劳试验寿命； nf —疲劳分散系数。 50年代中期起重视安全寿命设计（彗星号客 机失事） 安全寿命设计准则美国使用到70年代初，其 它国家至今仍不同程度地沿用。
注意：
①内部装置与结构之间应有一定的间隙; ②根据具体情况设计出的结构不一定占据整 个最大高度和空间; ③某些协调关系在设计过程中可作一些调整。
1.2.2 结构的外载荷 及对结构受力特性的要求
飞机结构应满足基本要求，结构强度/刚度/寿命/ 可靠性设计与外载直接有关。 外载是结构布局与设计结构尺寸的主要依据。 飞机的外载应按照飞机强度规范要求，通过风洞 实验和分析计算给出。结构零部件的载荷主要由 分析得到。 飞机结构的载荷特性主要取决于飞机的机种、总 重、外形尺寸、使用要求等。 在结构设计时必须明确所设计结构的受力特性。
二、静强度和刚度设计 气动弹性问题：速度和战术技术性能要求 的提高，采用阻力系数较小的薄翼型 设计准则 ： δ≤[δ] ； f Vmax≤Vcr 。 式中： δ—结构在设计载荷下的变形量； [δ]—结构容许的变形量； Vcr=max(ffVf ，fsVs ， faVa) Vf , Vs , Va— 颤振速度、机翼发散 速度与副翼失效速度。
1.3.2 对基本要求分析
上述基本要求是相互关系、相互制约 的，有的是相互矛盾的。
气动要求是一种前提性的要求，即设计出 的结构必须满足。
图1.2 翼面前缘变形
使用要求也是一种前提性要求，即根据飞 机的机种、使用特点规定了使用、维护要 求。因此，要求结构有与之相应的“开敞 性”，即在结构上必须有相应的设计分离 面和开口，以保证维护人员有接近内部的 装载或内部结构的通道，并使相应结构的 拆装迅速可靠。
飞机结构设计(第3章-3.1)
先进轻质结构技术 先进气动力技术 先进发动机技术 先进制造加工技术
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设计是主导 材料是基础 制造是关键 检测是保障
1
第三章、现代飞机结构设计基础
本章内容 3.1 静强度与稳定性设计 3.2 刚度与气动弹性设计 3.3 安全寿命设计 3.4 损伤容限/耐久性设计 3.5 结构可靠性设计
稳定平衡
不稳定
w
9
3.1 静强度与稳定性设计
飞机结构件的失稳现象： 1）型材失稳 2）板材失稳
1）型材失稳
❖杆的总体失稳； ❖杆的板元件失稳； ❖薄壁管的失稳
a）总体失稳 b）局部失稳
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3.1 静强度与稳定性设计
2）板材失稳
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❖ 板的稳定性： ❖ 板的受压失稳； ❖ 板的受剪失稳。
防止结构在各严重载荷条件下发生强度不足而断裂破坏。
设计载荷法： Pd f Pe
Pe nyG
Pd ,结构几何/材料参数 y
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3.1 静强度与稳定性设计
与一般强度准则的区别：
y
f
采用设计载荷法能够较好 地反映飞机结构超静定及 重量轻的设计特点。
剩余强度（强度裕度） ：为构件的破坏应力/构件的工作应力；一
cr
0.9KE
b t 2
K
mb a
a mb
2
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3.1 静强度与稳定性设计
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3.1 静强度与稳定性设计
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3.1 静强度与稳定性设计
构件的构型 尺寸 影响因素： 边界约束 材质特性 施加载荷
飞机构造概要
二、飞机设计阶段
飞机设计单位根据拟订好的飞机技 术要求进行飞机设计。飞机设计一般分 为两大部分：总体设计和结构设计。
总体设计
总体设计主要工作是确定全机主要参数， 即全机重量 G，发动机推力P和翼载 G／S(S 为机翼面积)；确定飞机的基本外形，如机翼、 尾翼平面形状、大致尺寸和气动布局；选择 发动机；然后进行飞行性能的初步估算。如 满足要求，则画出飞机的三面图；进行飞机 的部位安排；确定结构型式和主要受力构件 布置，并给出飞机各部件的重量控制指标。
辅助操纵面的作用主要是为了 改善飞机的某一方面的性能。现代 飞机上的辅助操纵面主要包括：
?增升装置 ?扰流片 ?减速板 ?调整片
增升装置 (1)
?增升装置的功用 增升装置的主要功用是在起飞降
落时增加机翼的升力，从而降低飞机 的离地和接地速度，缩短起飞和降落 滑跑距离。
增升装置 (2)
?增升装置的增升原理 目前所使用的增升装置的增升原
2、初步设计过程 ：包括方案设计和打样 设计。 3、详细设计过程。其主要任务是：
（1）结构和系统的详细设计和分析。 （2）根据初步设计中总体设计参数的调整， 进行新一轮的风洞试验和气动力计算。 （3）进行飞机维修性、生存力分析和研制费 用、经济性评估。最终发出生产图纸和资料。
方案设计
首先根据设计要求在概念设计的基 础上，进行多种气动布局方案的对比和 研究，以及机翼、机身、尾翼的形状、 设计参数的确定。飞机的内部布置要同 时进行。这时，各个专业都要介入，如 结构的传力路线设计、新材料新工艺的 选用、各系统的原理设计、全机重量重 心估计、飞机性能计算和飞行品质分析， 检查设计方案能否满足设计要求。
飞机总体设计纲要
飞机总体设计一：飞机研制的五个阶段：1）论证阶段；2）方案阶段；3）工程研制阶段；4）设计定型阶段；5）生产定型阶段二：初步重量估计m0：乘员m cy；装载m zz；燃油m ry；结构m kj。
三：影响翼型气动特性的主要参数：前缘半径；相对厚度；弯度；雷诺数1：前缘半径：前缘半径小，前缘在小迎角开始分离；前缘半径越小越易分离，最大升力小，波阻小；圆前沿翼型从后缘开始分离，随迎角增大分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，波阻也大；一般亚声速采用圆前沿翼型，超声速采用尖前缘翼型。
2：相对厚度变化对亚声速阻力影响不大，对超声速影响阻力大；直接影响飞机阻力（尤其是波阻）3：翼型弯度：最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。
但弯度引起翼型有较大的零升低头力矩系数，而且随马赫数增大而激增，因此高速飞机不采用有弯度的翼型。
（平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此采用对称翼型）4：展弦比：展弦比越大，翼尖效应对机翼影响越小（A380翼尖）。
四：边条翼作用：在中等到大迎角范围，边条产生强的脱体涡，增大涡升力，控制改善外翼部分的分离流动从而提高飞机升力。
五：设计机身时要求阻力小：头部平滑收缩；要求机身长细比大，以减小超声速波阻；尾部为轴对称旋成体，收缩缓和。
而对于亚声速飞机，机身长细比过大会加大机身浸润面积而加大摩阻。
六：保证俯仰安定性和操作性的气动布局：1）飞机处于前重心位置时，满足抬前轮、起降操纵的要求；2）对静安定的飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不定飞机，可提供足够的恢复平衡低头俯仰力矩。
3）在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。
七：全动平尾转轴方式：直轴斜轴（大后掠角）八：1、外挂布局形式：外部; 半埋；共形；内部。
2、外挂低阻设计：1）最佳安装高度2）最佳弹体间隔（不小于弹径）3）弹体安装角4）合理布局5）半埋悬挂6）保形悬挂九：四种气动布局特点十：外形隐身设计原则：1）消除形成角反射器的外形布局；(变单立尾为双立尾)2）变后向散射为非后向散射; (F22棱形机头)3）采用一个部件对另一强散射部件遮挡；（F22 S型进气道,F117进气道叶栅）4) 将翼面棱边安排在非重要照射方向上；（F22 平行翼边）5）消除强散射源；6）结构细节设计；（缝隙，铆钉）7）吸波涂层；（涂层厚度1/4雷达波长）十一：气动弹性问题：1）操纵面反效：增大机翼结构扭转刚度，增加翼型厚度，减小后掠角展弦比，选择合适操纵面；2）机翼发散：采用复合材料，利用其各向异性控制变形方向；3）颤振：改善气动外形结构刚度。
737 结构设计
737 结构设计（实用版）目录1.737 飞机的结构设计概述2.737 飞机的主要结构部件3.737 飞机的结构设计特点4.737 飞机的结构设计对飞行性能的影响5.结论正文一、737 飞机的结构设计概述737 飞机是美国波音公司生产的一款中短程窄体客机，自 1967 年首飞以来，已经成为全球最畅销的客机之一。
737 飞机的结构设计在保证安全性、舒适性和经济性的同时，还具有较高的可靠性和易于维护的特点。
本文将从结构设计的角度，分析 737 飞机的主要结构部件、设计特点以及其对飞行性能的影响。
二、737 飞机的主要结构部件1.机身：737 飞机的机身采用全金属半硬壳式结构，主要包括前机身、中部机身和后机身三个部分。
前机身主要承担乘员和行李的运输任务，中部机身主要负责客舱的布置，后机身则主要承载发动机和设备。
2.机翼：737 飞机的机翼采用下单翼布局，具有较高的升力系数，能够保证在短距离起降的情况下具有良好的飞行性能。
机翼结构采用铝合金材料，具有较高的强度和耐疲劳性能。
3.发动机：737 飞机的发动机采用吊挂式安装，可以避免发动机在起降过程中受到异物损伤。
发动机的进气道采用向前延伸的设计，以减小气流对发动机的冲击，提高发动机的可靠性。
4.尾翼：737 飞机的尾翼包括水平稳定面和垂直稳定面两部分。
水平稳定面主要用于保持飞机的平衡，垂直稳定面则主要用于保持飞机的方向稳定性。
5.起落架：737 飞机的起落架采用前三点式布局，能够在保证飞机稳定性的同时，实现较短的起降距离。
起落架结构采用高强度合金材料，具有较高的抗冲击性能。
三、737 飞机的结构设计特点1.模块化设计：737 飞机采用模块化设计，使得飞机的制造、维修和升级更加便捷。
此外，模块化设计还有助于提高飞机的通用性和互换性。
2.高强度材料：737 飞机的结构部件主要采用高强度合金材料，具有较高的抗疲劳性能、耐腐蚀性能和抗撞击性能。
3.优化的气动布局：737 飞机采用优化的气动布局，能够降低飞机的阻力，提高飞行性能。
飞机总体设计框架
▲ η增加，可减轻机翼结构重量
3）对内部容积的影响
▲ η增加，有利于布置起落架
4）对于高速飞机
▲ η=3∼5，主要是从结构重量考虑
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• 后掠角χ
航空宇航学院
1）对气动特性的影响
▲ χ增大，可以提高临M界数，延缓激波的产生；
▲ χ增大，波阻降低；
▲ χ增大，升力线斜率降低；
C
α L
4
• 几何参数之间的关系
如果给定： S, λ, η, χ1/ 4 则：
航空宇航学院
l = λ⋅S
c根 = 2 ⋅ S /[l(1+ 1η)]
c尖
=
1
η
c根
cA
=
2 3
c根
⋅
1+η+η 2 η (பைடு நூலகம்+η )
tgχ 前缘
=
tgχ1/ 4
+
(1 −
1
η
)
/[λ (1 +
1
η
)]
5
• 平均气动力弦长 cA
航空宇航学院
飞机总体设计框架
设计 要求
主要参数计算 布局型式选择
发动机选择
部件外形设计
机机身身 机机翼翼 尾尾翼翼 起起落落架架 进进气气道道
是否满足 设计要求
最优？
分析计算
重重量量计计算算 气气动动计计算算 性性能能计计算算 结结构构分分析析
三面图 部位安排图 结构布置图
1
航空宇航学院
机翼的设计
∫ cA
=
2 S
l / 2 c2dz
0
∫ xA
=
2 S
飞机构型设计总体
F-22
飞机构型选择的思维特点
• 创造性
– 非逻辑性思维
• 非唯一性
–虽然设计要求相同 – 但构型可完全不同
飞机构型的非唯一性（1）
• 幻影-2000
- 无尾布局型式 - 机翼形状：三角翼 - 蜂腰形机身 - 一台发动机装在机身尾段 - 机身两侧的进气道
• F-16
- 正常式的布局型式 - 切角三角形的中单翼 - 翼身融合体 - 机身腹部进气 - 一台发动机装在机身尾段
可显著地降低其侧向的“雷达散射截面” （RCS）
- 无垂尾：B-2
实例
苏27
YB-49
2 . 翼的平面形状及其 在机身上的安装位置
• 机翼的平面形状 - 直机翼 - 后掠翼 - 三角翼 - 小展弦比
• 在机身上的安装位置 - 上单翼 - 中单翼 - 下单翼
直机翼的特点
• 主要用在低速飞机 • 低速气动特性良好，诱
中单翼飞机
F-16
下单翼（客机）
为什么大多数喷气客机采用下单翼？ ✓ 机翼结构可从客舱地板下穿过
✓ 起落架短、结构重量轻、易收放 ✓ 发动机和襟翼易于检查和维修 ✓ 安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲 作用。
✓不利因素： 机身机翼气动干扰较大 机翼离地近，吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡
• 收集与所设计要求相近的飞机资料
飞机型号 Beech Duke B60
载荷 (lbs)
1300
起飞重量 (lbs)
6775
巡航速度 (kts)
239
航程 (n.m)
1,080
Beech Baron M58 1500
5400
200
1200
Cessna T303
飞机基本构造教学提纲
对飞机构造提出的要求是多样而复杂的， 在这些要求之间又往往相互存在着矛盾，这就 要求在设计时，根据不同用途的飞机提出的要 求来合理地解决这些矛盾，但一切的前提都必 须是“以人为本”。
一、飞机机翼构造
（一）、机翼的功用
1、是在飞机飞行时产生升力；
2、使飞机获得方向和横向操纵性和稳定
性 （后掠机翼）；
墙式加强翼肋：
构架式加强翼肋：
3）张线
3、蒙皮
蒙皮分为：布质蒙皮、金属铆接蒙皮、整 体蒙皮（壁板式蒙皮）、夹芯蒙皮等。
4、机翼连接接头：
1）集中接头：叉式和梳式
2）周缘接头
（四）、机翼的基本构造形式
1、蒙皮只受空气动力的布质机翼
2、梁式金属蒙皮机翼
3、单块式金属蒙皮机翼
4、其他几种构造的机翼
2、机身的外形
3、机身的受力
（二）、机身的构造形式和受力构件
1、构架式机身
2、桁梁式机身
3、桁条式机身
4、硬壳式机身
5、复合式机身
（三）、机身的受力构件
1 、普通隔框
2、加强隔框
1）壁板式加强隔框
2）环形加强隔框
3）整体式加强隔框
3、桁梁
4、蒙皮
四、机身内部的布置
面和活动的方向舵组成。现代跨音速和超音速飞机的水 平尾翼一般都采用全动式的(有的连垂直尾翼也是全动 式的)。其目的是为了提高飞机在高速飞行时的纵向操 纵效能。
2、尾翼的构造
（二）、飞机副翼的构造
三、飞机机身的构造
（一）、飞机机身的功用、外形和受力
1、飞机机身的功用
飞机机身的功用主要是装载人员、货物、燃油、 武器、各种装备和其他物资，它还可用于连接机翼、 尾翼、起落架和其他有关的构件，并把它们连接成 为一个整体。
飞机设计手册17 (2)
飞机设计手册17引言概述：飞机设计手册17是一本关于飞机设计的重要参考资料。
它包含了丰富的内容，涵盖了飞机设计的各个方面。
本文将从五个大点展开论述，分别是飞机结构设计、飞行控制系统设计、动力系统设计、航电系统设计和安全系统设计。
正文内容：1. 飞机结构设计1.1 结构材料的选择：飞机结构设计中，材料的选择是至关重要的一环。
考虑到飞机的重量、强度和耐久性等因素，设计师需要选择合适的材料，如铝合金、复合材料等。
1.2 结构布局的优化：飞机结构布局的优化可以提高飞机的性能和安全性。
设计师需要考虑飞机的重心、气动布局等因素，以实现最佳的结构布局。
2. 飞行控制系统设计2.1 飞行控制原理：飞机的飞行控制系统是保证飞机安全运行的重要组成部分。
设计师需要了解飞行控制原理，包括舵面操纵、自动驾驶系统等。
2.2 系统可靠性设计：飞行控制系统的可靠性是保证飞机安全飞行的关键。
设计师需要考虑系统的冗余设计、故障检测与排除等，以提高系统的可靠性。
3. 动力系统设计3.1 发动机选择与安装：飞机的动力系统设计需要选择合适的发动机，并进行合理的安装。
设计师需要考虑发动机的推力、燃油效率等因素，以满足飞机的性能需求。
3.2 冷却系统设计：飞机的动力系统需要合理的冷却系统来保证发动机的正常运行。
设计师需要考虑冷却系统的散热效果、冷却液的循环等因素。
4. 航电系统设计4.1 电气系统设计：飞机的航电系统设计需要考虑电气系统的可靠性和安全性。
设计师需要合理布局电气系统，选择合适的电气设备，并进行合理的线路设计。
4.2 通信与导航系统设计：飞机的通信与导航系统是保证飞机正常飞行的重要组成部分。
设计师需要考虑通信与导航设备的选择与安装，以实现飞机的正常通信和导航功能。
5. 安全系统设计5.1 防火与灭火系统设计：飞机的安全系统设计需要考虑防火与灭火系统的设计。
设计师需要合理布局灭火设备，确保飞机在发生火灾时能够及时灭火。
5.2 逃生系统设计：飞机的安全系统设计需要考虑逃生系统的设计。
第一章-飞机结构
从起落架旳配置看，下单翼最优。
第一章 飞机结构
上单翼飞机具有向下视界广阔。多数上单翼
飞机存在起落架高，不易收放，飞机重量大
旳缺陷。但当代大型运送机因为机身很宽，
起落架可安装在机身下部，起落架高、不易
收放旳缺陷能够防止。
第一章 飞机结构
中单翼飞机旳气动阻力最小，起落架也比上
大；垂直分速是在飞机与地面相对撞击后很
短旳时间内消失旳，故飞机沿垂直方向旳撞
击力较大。飞机着陆接地时承受旳载荷，主
要就是作用于起落架旳垂直撞击力。飞机接
地时垂直方向旳过载，为作用于起落架上旳
垂直撞击力与飞机重量旳比值。
第一章 飞机结构
假如飞机没有绕重心旳角加速度，则部件
旳过载就等于飞机重心旳过载；不然，还
心过载，用n表达。
第一章 飞机结构
飞机在Y轴方向旳过载，等于飞机升
力（Y）与飞机重量旳比值，即
Y
ny
G
第一章 飞机结构
飞机在X轴方向旳过载等于发动机推力P
与飞机阻力X之差与飞机重量旳比值，即
(P X )
nx
G
第一章 飞机结构
飞机在Z轴方向旳过载等于飞机侧向力（Z）
与飞机重量旳比值，即
能更加好地承受机翼旳扭矩，而且能同桁条
一起承受机翼旳大部分弯矩。
单块式机翼构造是由蒙皮、桁条和缘条构
成一种整块构件来承受弯矩所引起旳轴向力。
第一章 飞机结构
✓单块式机翼旳受力特点是：
弯曲引起旳轴向力由蒙皮、桁条和缘条
构成旳整体壁板承受。
剪力由翼梁腹板承受。
扭矩由蒙皮与翼梁腹板形成旳闭室承受。
第一章 飞机结构
飞机基本构造教学提纲
（三）、机翼的受力构件
1、纵向骨架
1）翼梁：主要作用是承受弯矩和剪力，翼 梁一般可分为墙式（腹板式）、构架式（桁架 式）和整体式三种。现代飞机多采用墙式翼梁。
2）桁条：主要作用是支持蒙皮、同蒙皮一 道把空气动力传给翼肋、提高蒙皮抗剪和抗抵 压的能力、同蒙皮
一道承受由弯矩
引起的压和拉。
2、机身的外形
3、机身的受力
（二）、机身的构造形式和受力构件
1、构架式机身
2、桁梁式机身
3、桁条式机身
4、硬壳式机身
5、复合式机身
（三）、机身的受力构件
1 、普通隔框
2、加强隔框
1）壁板式加强隔框
2）环形加强隔框
3）整体式加强隔框
3、桁梁
4、蒙皮
四、机身内部的布置
对飞机构造提出的要求是多样而复杂的， 在这些要求之间又往往相互存在着矛盾，这就 要求在设计时，根据不同用途的飞机提出的要 求来合理地解决这些矛盾，但一切的前提都必 须是“以人为本”。
一、飞机机翼构造
（一）、机翼的功用
1、是在飞机飞行时产生升力；
2、使飞机获得方向和横向操纵性和稳定
性 （后掠机翼）；
飞机基本构造
一、飞机机翼的构造 二、飞机尾翼、副翼的构造 三、飞机机身的构造 四、飞机操纵系统 五、飞机起落装置 六、飞机燃油系统
飞机构造的基本要求
1、空气动力的要求 为了使飞机能获得最好的飞行性能，也就
是使它的最大平飞速度大，着陆速度小，飞行 稳定，操纵灵活，其他飞行性能也尽可能的好， 那么应使飞机的阻力小而升力大，具有良好的 空气动力外形。
3、在机翼上装有付翼、襟翼、缝翼、起
落架，有的还装有发动机；
4、机翼内部空间用来安装燃油箱及各种
飞机总体设计纲要
飞机总体设计一：飞机研制的五个阶段：1）论证阶段；2）方案阶段；3）工程研制阶段；4）设计定型阶段；5）生产定型阶段二：初步重量估计m0：乘员m cy；装载m zz；燃油m ry；结构m kj。
三：影响翼型气动特性的主要参数：前缘半径；相对厚度；弯度；雷诺数1：前缘半径：前缘半径小，前缘在小迎角开始分离；前缘半径越小越易分离，最大升力小，波阻小；圆前沿翼型从后缘开始分离，随迎角增大分离前移，其失速迎角大，最大升力系数大，波阻也大；一般亚声速采用圆前沿翼型，超声速采用尖前缘翼型。
2：相对厚度变化对亚声速阻力影响不大，对超声速影响阻力大；直接影响飞机阻力（尤其是波阻）3：翼型弯度：最大弯度点靠前可得到高的最大升力系数。
但弯度引起翼型有较大的零升低头力矩系数，而且随马赫数增大而激增，因此高速飞机不采用有弯度的翼型。
（平尾、立尾等翼面要在正负迎角、正负侧滑角下工作，因此采用对称翼型）4：展弦比：展弦比越大，翼尖效应对机翼影响越小（A380翼尖）。
四：边条翼作用：在中等到大迎角范围，边条产生强的脱体涡，增大涡升力，控制改善外翼部分的分离流动从而提高飞机升力。
五：设计机身时要求阻力小：头部平滑收缩；要求机身长细比大，以减小超声速波阻；尾部为轴对称旋成体，收缩缓和。
而对于亚声速飞机，机身长细比过大会加大机身浸润面积而加大摩阻。
六：保证俯仰安定性和操作性的气动布局：1）飞机处于前重心位置时，满足抬前轮、起降操纵的要求；2）对静安定的飞机，在重心后有最小允许的纵向静安定度余量；对静不定飞机，可提供足够的恢复平衡低头俯仰力矩。
3）在做机动时能保证飞机达到所规定的最大过载。
七：全动平尾转轴方式：直轴斜轴（大后掠角）八：1、外挂布局形式：外部; 半埋；共形；内部。
2、外挂低阻设计：1）最佳安装高度2）最佳弹体间隔（不小于弹径）3）弹体安装角4）合理布局5）半埋悬挂6）保形悬挂九：四种气动布局特点十：外形隐身设计原则：1）消除形成角反射器的外形布局；(变单立尾为双立尾)2）变后向散射为非后向散射; (F22棱形机头)3）采用一个部件对另一强散射部件遮挡；（F22 S型进气道,F117进气道叶栅）4) 将翼面棱边安排在非重要照射方向上；（F22 平行翼边）5）消除强散射源；6）结构细节设计；（缝隙，铆钉）7）吸波涂层；（涂层厚度1/4雷达波长）十一：气动弹性问题：1）操纵面反效：增大机翼结构扭转刚度，增加翼型厚度，减小后掠角展弦比，选择合适操纵面；2）机翼发散：采用复合材料，利用其各向异性控制变形方向；3）颤振：改善气动外形结构刚度。