南航飞机结构设计习题答案_42
南京航空航天大学 飞行器结构力学 课后习题答案 第1章
第一章 弹性力学基础1-1 上端悬挂、下端自由的等厚度薄板，其厚度为1，容重为ρ。
试求在自重作用下的位移分量表达式。
解：如图1-1建立坐标系.利用x σ沿y 方向均匀分布及x 方向的力平衡条件0=∑x 可得，⎪⎩⎪⎨⎧==-= x l xyy x 00)(τσρσ 又因为1()()x y u u l x x E Eρσσ∂=-=-∂ )()(1x l Eu u E y vx y --=-=∂∂ρσσ 积分得)()21(12y f x lx u +-=Eρ)()(2x f y x l uv +--=Eρ又由对称性 0)(020=⇒==x f v y 由 2110()2xy u v f y uy y x Eτρ∂∂=+=⇒=-∂∂ 综上所述有2221)21(uy Ex lx u ρρ--=Ey x l uv )(--=Eρ1-2 写出图1-2所示平面问题的应力边界条件。
解：上表面为力边界，100＝，＝，＝，m l q lxl X --=Y 。
代入x xy xy y l m Xl m Yσττσ⎧+=⎪⎨+=⎪⎩ 中得到上表面的边界条件为00=--=xy y x q lxl τσσ；＝；下表面为自由边，边界条件为000==xy y x τσσ；＝；侧面为位移边界。
1-3 矩形板厚为1。
试用应力函数22A xy ϕ=求解。
（并画出面力分布图）解：应力函数22A xy ϕ=满足应力函数表示的变形协调方程，可以作为解。
在无体力的情况下，矩形板的应力为22x Ax yϕσ∂==∂220y x ϕσ∂==∂2xy Ay x yϕτ∂=-=-∂∂根据应力边界条件公式x xy xy y l m X l m Yσττσ+=+=各边的应力边界为a d 边： 0,1l m == 20A X A y h Y ⎧=-=-⎪⎨⎪=⎩ c b 边： 0,1l m ==- 20A X A y hY ⎧==-⎪⎨⎪=⎩a b 边： 1,0l m =-= 0X Y A y⎧=⎪⎨=⎪⎩c d 边： 1,0l m == X A x A lY A y⎧==⎪⎨=-⎪⎩根据以上各边的应力边界条件，可画出矩形板的面力分布图如图1-3a 。
南航飞机结构设计习题答案_7
RB RA ∑PY MX Qyu MZ
从后方看：
上壁板： 框B上只受有Py力，方向向下。因为是桁条式机身，q按阶梯形分布
方案I ：框I 受有MZ和QZA，框II 仅作用QZB 还有弯矩（垂尾的）分量，即MX到框 I
（水平）转到框 I 和 框II 上。
上；还有MY通过加强板
方案II： 则不需要水平加强板，M垂尾全部到斜框上。上、下壁板平衡 时。应为梯形板平衡； 另作为QZ 则仍作用到框II 和斜框上。
2、 解：通过机翼短梁传给机身接头剪
力Q及弯矩M。弯矩的分量MZ
Mx
需要布置侧边加强板，如加强板 布置在I－II框间，受力如下图：
II Mz II I
Mz
R
R
Q
R
蒙皮支反 剪流
如加强板布置在II－III框间，受力如下图：
II III II
由两加强板的平衡图看，显然布
Q Mz
置在II－III框间，减轻了框II
7-15
5、
A B C D P T 航 向
解释：1）发动机推力接头做成耳片型，使集中力分散； ）两个短梁间要连接腹板或直接连接在机身蒙皮长，A、B框端
要有立柱，并与两框连接。
传力分析： 1） 发动机推力P作用于上短梁，并由梁腹板提供剪 流，使腹板受剪，而不能使端框受弯；由P力形成的 弯矩，通过立柱变成已对剪力作用与两框平面内， 再由机身蒙皮向前传递到A框。 2） 减速板的力T, 通过增加一个与两短梁连接的三角 桁架传递给短梁（该三角桁架是静定的，故力T只会 通过1根杆传给C点），再由腹板受剪平衡，并传给 立柱，作用于框平面内，最终由机身蒙皮提供剪流 向前传到A框。
飞机结构设计答案
飞机结构设计答案一、填空题（15分）1．目前通常将战斗机分成四代，米格-21是典型的二代机，F-22是四代机的第一个代表机种，我公司正在研制的L15高级教练机为三代机。
2. 飞机结构设计要满足空气动力要求和设计一体化要求，结构完整性要求和最小重量要求，使用维修性要求，工艺性要求，经济性要求。
3. 飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力、阻力、发动机推力、重力。
4. Y向载荷系数表示了飞机升力与重力的比值。
L15高级教练机正向设计过载为8，负向设计过载为3。
二、简答题（70分）1．飞机结构的设计思想就其发展过程看，大致可划分为哪5个阶段？答：静强度设计阶段，静强度和刚度设计阶段，强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段，强度、刚度、损伤容限和耐久性设计阶段、结构可靠性设计试用阶段。
2. 使用载荷的定义答：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。
3. 设计载荷的定义答：为了保证一定的安全裕度，飞机结构通常按能承受高与使用载荷的载荷设计，设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。
4. 安全系数的定义答：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比。
5. 机身的主要功用？答：主要功用：1 安置空勤组人员、旅客、装载燃油、武器、设备和货物等。
2 把机翼、尾翼、起落架及发动机等连接在一起，形成一架完整的飞机。
6. 机身主要外载荷？答：1 装载加给机身的力 2 其他部件传来的力 3 增压载荷7. 机身结构的典型受力形式有哪三种?答：桁梁式、桁条式、硬壳式三、计算题（15分）已知飞机机翼全翼展长L=9.7m，其最大使用升力Y W=643KN，半机翼的结构重量G W/2=7.7KN，半机翼的升力合力与重心假设展向作用于Z=0.5(L/2)处。
此外机翼上Z=0.6(L/2)处，挂有G B=1KN 的炸弹。
安全系数f=1.5，求：机翼根部Z=0.1(L/2)处的设计弯矩解：M= （0.5Y W- G W/2）×[0.5(L/2)- 0.1(L/2)]- G B×[0.6(L/2)- 0.1(L/2)] =（0.5×643-7.7）×0.4×9.7/2-1×0.5×9.7/2=608.78-2.43=606.35 KN·MMd=f×M=1.5×606.35=909.53 KN·M。
《飞行器结构设计》课后答案第3章
飞机结构设计第三章习题解答一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105= 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103kg.m = 10 KN mM t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mmL 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。
飞机构造试题及答案
飞机构造试题及答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1. 飞机的机翼通常采用什么样的形状设计？A. 圆形B. 矩形C. 椭圆形D. 流线型答案：D2. 飞机的起落架通常由哪些部分组成？A. 轮胎和轮轴B. 轮胎、轮轴和减震器C. 轮胎、轮轴和转向系统D. 轮胎、轮轴、减震器和转向系统答案：D3. 飞机的发动机通常安装在哪个部位？A. 机翼B. 机身C. 尾翼D. 起落架答案：B4. 飞机的尾翼主要起到什么作用？A. 提供升力B. 保持平衡C. 提供推力D. 增加阻力答案：B5. 飞机的襟翼通常在什么情况下使用？A. 起飞时B. 降落时C. 巡航时D. 滑行时答案：B6. 飞机的副翼主要控制飞机的哪个动作？A. 俯仰B. 滚转C. 偏航D. 爬升答案：B7. 飞机的垂直尾翼主要控制飞机的哪个动作？A. 俯仰B. 滚转C. 偏航D. 爬升答案：C8. 飞机的发动机推力是由什么产生的？A. 燃料燃烧B. 空气压缩C. 机械运动D. 电力驱动答案：A9. 飞机的机舱通常分为哪几个部分？A. 驾驶舱和客舱B. 驾驶舱、客舱和货舱C. 客舱和货舱D. 驾驶舱、客舱、货舱和卫生间答案：B10. 飞机的液压系统主要用于什么？A. 起落架收放B. 飞行控制C. 电力供应D. 环境控制答案：B二、多项选择题（每题3分，共15分）1. 飞机的机翼设计需要考虑哪些因素？A. 升力B. 阻力C. 重量D. 材料答案：ABCD2. 飞机的起落架设计需要满足哪些要求？A. 承受飞机重量B. 减震C. 转向D. 收放自如答案：ABCD3. 飞机的发动机类型有哪些？A. 活塞式B. 涡轮喷气式C. 涡轮风扇式D. 涡轮螺旋桨式答案：ABCD4. 飞机的尾翼包括哪些部分？A. 水平尾翼B. 垂直尾翼C. 副翼D. 襟翼答案：AB5. 飞机的液压系统可以控制哪些部件？A. 起落架B. 襟翼C. 副翼D. 刹车答案：ABCD三、判断题（每题1分，共10分）1. 飞机的机翼越长，升力越大。
飞机结构设计习题问题详解
第二章 习题答案2．飞机由垂直俯冲状态退出，沿半径为r 的圆弧进入水平飞行。
若开始退出俯冲的高度H 1＝2000 m ，开始转入水干飞行的高度H 2＝1000 m ，此时飞行速度v ＝720 km/h ，(题图2.3)，求（1）飞机在2点转入水平飞行时的过载系数n y ； （2）如果最大允许过载系数为n ymax ＝8，则为保证攻击的突然性，可采用何种量级的大速度或大机动飞行状态?(即若r 不变，V max 可达多少? 如果V 不变，r min 可为多大?解答（1） 08.5)(8.9)36001000720(112122=-⨯⨯+=+==H H gr v G Y n y（2）hkm r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =⨯⨯-=-=m n g v r y 1.583)18(8.9)36001000720()1(22min -⨯⨯=-=3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H ＝1000m 处，以速度V=520 Km/h 和V ’＝625km ／h(加力状态)作盘旋半径不小于R ＝690m 和R ’＝680m(加力 状态)的正规盘旋(题图2.4)。
求(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数n y ；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G b ＝300kg ，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf ＝9.8N)。
解答：（1）βcos 1==G Y n y∑=01X r v m Y 2sin =β①∑=01YG Y =βcos ②由①与②得2==grv tg β 04.72=β（非加力）523.46808.9)36001000625(2=⨯⨯=βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1==βy n（2） r v mN X 21=6．飞机处于俯冲状态，当它降到H ＝2000m 时(H ρ=0.103kg ／m 3。
)遇到上升气流的作用(题图2.7)，求此时飞机的n y 。
南航飞机结构设计习题答案-2
2-01 飞机在铅垂平面内作圆周运动，在A 点过载可能最小，在B 点过载最大。
A 点：G N Y y =+ gRv G N n yy 211-=-= 02.01000*8.9)6.3/360(12-=-=y n或y N G Y =+ 112-=-=gRv G N n yy02.011000*8.9)6.3/360(2=-=y nB 点：y N G Y += gRv G N n yy 211+=+=02.21000*8.9)6.3/360(12=+=y n2-02 （1）发动机重心处的过载系数2.18.93*92.3===∆gLn z yE ω（()()3.92*3 1.29.8z yE L n g ω--∆===） 8.12.13-=+-=∆+=yE y yE n n n（2）质量载荷1) 由发动机惯性矩引起的支座反力：120( 3.92)470.4z M I kgm ω==⨯-=-470.4470.41.0M N kg l -===- (1)(1)/470.4/470.4A BN M l kg N M l kg==-=-=2) 由发动机重心过载引起的支座反力：(2)(2)0.8*( 1.8)*100014400.2*( 1.8)*1000360A BN kg N kg=-=-=-=-(1)(2)(1)(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B BBN N N kgN N N kg=+=--=-=+=-+=发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即''1910.4110.4A B A B N N kg N N kg=-==-=-2-03θcos G N Y y =+ gRv n y 2cos -=θ)(cos y n gR v -=θ 当y n 最小时，取得最大值s m v /9.261))0.3(5.0(*2000*8.9max =--=y N G Y =+θcos θcos 2-=gRv n y(cos )y v gR n θ=+ 当y n 最大时，取得最大值max 9.8*2000*(6.50.5)370.4/v m s =+=2-04G N Y y += 08.51000*8.9)6.3/720(1122=+=+=gR v n y s m n gR v y /92.2617*1000*8.9)1(max max ==-=m n g v R y 09.5837*8.9)6.3/720()1(2max 2min==-=2-05⎩⎨⎧==Rmv Y G Y /sin cos 2γγ γcos 1=y n y n 1cos =γ 211sin y n -=γ gR v n y/122=- gRv tg 2=γ不加力状态：24.31))690*8.9/()6.3/520((1)/(2222max =+=+=gR v n y086.3690*8.9)6.3/520(2max==γtg 72m ax =γ加力状态：63.41))680*8.9/()6.3/625((1)/(2222max =+=+=gR v n y52.4680*8.9)6.3/625(2max==γtg 5.77max =γ不加力状态：kg G n N y 972300*24.3max ===加力状态：kg G n N y 1356300*52.4max ===2-0681.34*902.0*22.5*8.96.111/39200*2/2===b gC S G H y g ρμα368.081.33.581.3*88.03.588.0=+=+=gg w K μμ15.8368.0*6.111/39200*220*145*902.0*22.51/21=+=+=w y y K SG UV C n ρα2-07xβyu2cos 10==βy n 608.32940*2)6.3/900(60sin *20*225.1*4/2===∆ S G UVC n y y ρα608.50=∆+=y y y n n n2-0837.2)800*8.9/()6.3/540(5.0/cos 220-=-=-=gR v n y θ612.088.0*20/8.9*5000*26.3/540*5.0*10*01.1*5.4/2===∆K SG UV C n y y ρα76.1612.037.2-=+-=y n2-092.58.9*82001000*)4.78147643(=--=--=G Y Y Y n tm te w y2/16.412.4*8.9)1(s m n g a y ==-=2/*5.0**2/*4.0**2/*4.0*2/2/L n G L n G L Y M y b y w e --=N M e 4.264072/7.9*))5.0*1004.0*773(*2.5*8.94.0*2/64300(-=--= Nm fM M e d 1.39611-==22.2826.3*8.9*7975*8.9677.5*7840011===∆x gI L Y n z a tm y N G n n f P y y d 7.98168.9*90*)22.22.5(*5.1*)(11=+=∆+=剩余强度η定义为结构的许用应力][σ与结构的最大工作应力σ之比值，即σση][=结构强度设计的任务是在使用载荷下结构工作应力应不大于材料的屈服应力，在设计载荷下结构的工作应力应不大于结构的破坏应力。
《飞行器结构设计》课后答案第3章
飞机结构设计第三章习题解答一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图 3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mmL 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109 K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107 K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103 kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。
《飞行器结构设计》课后答案第3章
飞机结构设计第三章习题解答一、 一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩M t = 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm 2、EI 后＝2×1010kN ·mm 2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为K t 前＝5×108 kN ·mm 2，K t 后＝109 kN ·mm 2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))? (2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、M t 在此剖面又如何分配(题图3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1.L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mmL 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJ L = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109 K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107 K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103 kg.m = 24 KN m二. 题图3.3所示两机翼，(a)为单块式，且双梁通过机身，而长桁在机身侧边切断；(b)为单块式，整个受力翼箱通过机身。
飞机构造题库飞机构造基础习题与答案
飞机构造题库飞机构造基础习题与答案(B)调整飞机载重与平衡的目的:安全和在飞行中达到_____。
A.最低效率 B.最高效率 C.最低速度 D.最高速度 (A)TCAS系统是指________系统。
A.交通警告和防撞B.气象雷达C.无线电导航D.无线电通信 (C)驾驶舱仪表板中的中央仪表板是_____板。
A.P3 B.P1 C.P2 D.P4(D)_____系统不属于仪表着陆系统的组成。
A.航向信标 B.下滑信标 C.指点信标 D.全向信标 (C)_____是不属于确定飞机位置的无线电定位系统。
A.测距机B.定向机 C.防撞系统 D.全向信标系统 (B)_____可以称为盲降设备。
A.测距机B.仪表着陆系统C.指点信标D.全向信标系统一架飞机空重为1000kg，CG测站在+50处，依次进行以下动作: 第一步将位于+150处的重物10kg 移动到+50处第二步在飞机+100处加设一个重20kg的设备。
(B)测站+50的一个物体，有_____的力臂。
A.50英尺 B.50英寸 C.50厘米 D.50米(C)CG指_____。
A.中心B.重量C.重心D.质量(C)第一步属于_____问题。
A.重量增加B.重量卸除C.重量偏移D.重量换算 (A)第二步属于_____问题。
A.重量增加B.重量卸除C.重量偏移D.重量换算 (A)第一步后飞机重心位置在_____。
A.+49B.+50C.+51D.+52 (B)第二步后飞机重心位置在_____。
A.+49B.+50C.+51D.+52(C)一般飞机液压系统的工作压力为_____PSI。
A.1000 B.2000 C.3000D.4000(C)为保护油泵免受超载而损坏，往往装的机械保险装置是 A.热力释压活门。
B.单向活门。
C.剪切销。
D.安全活门。
(B)卸荷活门与发动机驱动的定量泵结合使用，其目的是 A.防止油流的过度损失。
B.消除油泵的压力脉动。
结构总体设计课后习题及答案
第一章—绪论1.简述飞行器结构、结构的含义与功能。
答：飞行器结构是能承受和传递载荷并且保持一定强度、刚度和尺寸稳定性的机械系统的总称；机构是使飞行器及其部件完成规定的动作或运动等特殊功能的机械组件。
结构的功能：(1).将弹上设备和部件牢牢结合在一起构成整体，并提供气动外形；(2).为装载、设备和人员（运载火箭等）提供良好的环境条件；(3).承载全寿命周期的各种载荷，并保证飞行器始终正常工作。
机构的功能：(1).连接、固定与释放功能：如分离机构；(2).运动功能：如折叠展开机构；(3).锁定功能：到位后锁紧，完成结构功能。
2.飞行器结构设计的内容与原始条件有哪些？答：飞行器结构设计是根据设计的原始条件，构思和拟定满足各项基本要求的结构方案，进行全部零、部件的设计、分析、实验，最终提供全套可供生产的图纸和相应技术文件的过程。
飞行器结构设计的内容：(1).飞行器结构布局设计：部位安排、分离面、结构形式选择、受力构件布置；(2).选择结构元件参数：在结构布局的基础上，选择并优化结构元件尺寸和材料；(3).结构细节设计：细节精心设计、开孔、连接、圆角、机械和电气接口、口盖等。
飞行器结构设计的原始条件：(1).结构设计任务的总体设计参数：外形、尺寸、质量特性、内部装载物的相关数据与安装要求等；(2).结构的工作环境及其对结构特性的要求：自然环境、力学环境（载荷大小、性质和在结构上的分布等，以及对结构特性的要求）；(3).结构的协调关系以及由此产生的限制要求：外挂、发射装置；(4).飞行器结构的生产条件：产量和生产厂的加工能力、装配能力、工艺水平等。
3.飞行器结构设计的技术要求有哪些？为满足质量特性要求，可采取哪些措施？答：飞行器结构设计的技术要求有6个，如下(1).空气动力学要求—前提性要求：外形准确度要求（同轴度、垂直度、曲线误差、安装角等）、外形的表面质量要求（表面粗糙度、局部凹陷、突出物等）。
(2).结构完整性要求—强度、刚度、可靠性，本质性要求（▲▲）：结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下，具有足够的强度、不能产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度、满足各项结构动力学性能要求，并达到总体规定的可靠度。
南航飞机结构设计习题答案_5
5-09由书中所给的飞机重量与过载系数等数据，可以认为：相对载荷较大，相对厚度较小。
因此，宜选用单块式结构布局，布置如下图：关于结构布局的说明：① 选用三根梁纵向布置（根肋处为固支点），前、后梁都要连接前后缘的襟副翼，如中间梁高度较低，可适当的弱（截面尺寸小），但在开口段要加强；② 普通长桁在两个单闭室内等百分线布置（避免长桁装配弯曲）；③ 横向肋顺气流布置(因后缘后掠角小,不会引起变长而增重)。
选用5根加强肋，见图示标号；这5个肋的位置需处于前后缘活动翼面的连接挂点位置，并兼顾开口位置（一物多用原则）； ④ 普通肋适当间距布置，视对蒙皮稳定性的支撑作用来确定；再两个参与区内，普通长桁的截面积逐渐减小到零。
5-10 解:1．由剪力按刚度分配原理确定刚心因上下面对称，故刚心的x 轴位置在对称轴上；而y 轴位置由下式计算：12121K K a b K a K b K a ++=⇒=24124222012.5625021510.03000K cm K cm =⨯⨯==⨯⨯= 25.9a c m =2、由合力矩定理，平移外载荷并计算肋的支反剪力与剪流，见图1。
VM n= P ⨯ (A+a) = 80⨯(30+25.9)=4472KN.cm4472 1.24/2(2520)800.5n M q KN cm ===Ω⨯+⨯⨯ P ⨯a = Q2⨯B Q1+Q2 = P q1=2.164KN/cmQ2 = 25.9 KN Q1= 54.1 KN q2=1.295KN/cm3、画出肋的剪力、弯矩图(应由原肋的构件实际作用力图＋支反力来具体画出，双支点外伸梁！)4、由剪力图上的最大值确定肋腹板厚度(抗剪型板设计，四边简支)设计载荷：c 1q= t =5.1/H =5.1/25=0.204 KN/cm τ公式：δ= 23.785.6(/)K a b =+a /b =B/H 1=80/25=3.24 K= 5.97, E=70000 Mpa3.3899mm δ==5、由弯矩的最大值确定肋上下缘条的面积(上缘条受拉、下缘条受压，且力大小相等、方向相反)：最大弯矩处的缘条内力： N = M max /H 1 = 2400/25=96 KN上缘条面积由强度计算确定:A * σb = NA *=96000(N)/420 (MPa)=228.57 mm 2考虑到连接有效面积的削弱，应取 A *＝228.57/0.9=253.97 mm 2下缘条面积由压杆总体稳定性公式确定：22cr K EIP N l π== (两端固支，K=4，注失稳的弯曲方向)32**111212I ab A == (正方形) A * =Q 图：M=80⨯A=2400 KN.cmA *== 516.78 mm 2 如按题目给出的受压失稳临界应力值(偏危险)，可得：*cr A N σ=A * = 96000/280 = 342.86 mm 26、前梁腹板的厚度确定：前梁腹板的剪流：q q = q 1+q = 3.404 KN/cm由公式粗算（不考虑立柱，a 很大）δ= K= 5.6 + ()23.78/a b = 5.63.3000δ== mm (因厚度合适，可不考虑安装立柱) 如考虑立柱，其间距取a = b =250 mm , 则 K=9.382.8δ== mm7、后梁腹板的厚度确定：后梁腹板的剪流：q h = q 2 - q = 1.295-1.24= 0.055 KN/cm0.96δ==＝1 mm可不再考虑立柱设计 。
南航机械原理期末考试试卷答案
2017年4月29日，国家环境保护部进行了大气污染防治督查，督查结果显示，在河北省石家庄市高邑镇、富村镇有60多家小型的铸造厂，它们使用的主要能源是煤，在工作过程中会产生大量的废气，而这些废气并没有进行脱硫和除尘，直接向大气排放。此外，在廊坊市三河市和香河县有600家以上的家具生产工厂，其中绝大部分没有办理环保审批手续，在污染防治方面没有达到标准。这种情况不仅发生在河北省，也存在于其他城市，由于企业不加以重视，政府管理力度不够，致使雾霾污染程度加剧。
一、雾霾天气的危害
（一）危害人体健康
雾霾的组成成分非常复杂，包括数百种大气颗粒物。其中危害人类健康的主要是直径小于10微米的气溶胶粒子，它能直接进入并粘附在人体上下呼吸道和肺叶中，引起鼻炎、支气管炎等病症，长期处于这种环境还会诱发肺癌。除了诱发癌症，雾霾天还是心脏杀手。有研究表明，空气中污染物加重时，心血管病人的死亡率会增高。阴霾天中的颗粒污染物不仅会引发心肌梗死，还会造成心肌缺血或损伤。老慢支、肺气肿、哮喘、支气管炎、鼻炎、上下呼吸道感染等常见的呼吸道系统疾病，也可能被雾霾天急性触发。霾在吸入人的呼吸道后对人体有害，长期吸入严重者会导致死亡。
关键词：雾霾天气；成因分析；治理措施
雾霾是雾和霾的组合词，是两种不同的天气现象，霾是由空气中的灰尘、硫酸、硝酸、有机碳氢化合物等粒子组成的，空气中水汽含量较少，相对湿度较小，雾，则是湿度较大，空气中水汽含量较大，空气中的微粒较多。他们都能使大气浑浊，视野模糊并导致能见度恶化。因为空气质量的恶化，雾霾天气现象出现增多，危害加重。雾霾事件，其实是异常天气形势造成我国大部分地区大气稳定、人为污染排放、浮尘和丰富水汽共同作用的结果，也是一次自然因素和人为因素共同作用的事件全国大部分地区夏季盛行西北风、冬季盛行西南风。风向的改变，会改变污染气体的扩散方向。因此，政府要根据当地的气候条件，合理调整产业布局。要将污染较大的工厂，搬迁到城市盛行风向的下风向，或搬迁到最小风频处。这样才能有效减少工业生产对城市空气的污染。
南航飞机结构设计习题答案_42
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。
4-24-34-234-244-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。
（2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M由前梁传给机身，2M传给A-A 肋。
4-30机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。
4-311. L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJ LL 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJL = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109 K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107 K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103 kg.m = 24 KN m980150010*3)(3310311===l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322===l EJ K Q 310*2150010)(71011===l EJ K M 310*4150010*2)(71022===l EJ K M 310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t310032111==+=y Q Q Q Q K K K Q 3200322122==+=y Q Q Q Q K K K Q 3500032111==+=M K K K M M M M 310000322122==+=M K K K M M M M 1032111==+=t t t t t M K K K M 20322122==+=tt t t t M K K K M910300010*3)(3310311===l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322===l EJ K Q 310300010)(71011===l EJ K M 310*4150010*2)(71022===l EJ K M310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t17100172111==+=y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122==+=y Q Q Q Q K K K Q 100052111==+=M K K K M M M M 4000542122==+=MK K K M M M M1032111==+=t t t t t M K K K M 20322122==+=tt t t t M K K K M4-36(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I 肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的 气动载荷和结构。
南航飞机结构设计习题答案42
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。
4-24-34-234-244-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。
（2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M由前梁传给机身，2M传给A-A 肋。
4-30机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。
4-311. L前=L后（1） Q 的分配 K=22EJ LL 前=L 后∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 112Q + = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM += 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mm L 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2⨯()122103000= 2⨯12610910⨯=29⨯106 = 2⨯106⨯0.111K 2= 2⨯()122101500= 2⨯29⨯106 = 222.25⨯⨯106 = 2⨯106⨯0.889K 1+ K 2 = 2⨯106 ( 19 +12.25) = 2⨯106 ( 0.111 +0.889) = 1⨯2⨯106∴ Q 1= 0.111⨯10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJL = 12103000 = 0.333⨯109K 1 = 12101500Q ⨯ = 1.333⨯109 K 1+ K 2 = 1.666⨯1091M = 0.3331.666⨯5⨯105 = 0.1999⨯5⨯105 = 0.2⨯5⨯105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4⨯105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000⨯=1.667⨯107 K 2=1010101500⨯=6.667⨯107 K 1+ K 2 = 8.334⨯107M t1 = 1.6678.334⨯3⨯103 = 0.2⨯3⨯103 = 0.6⨯103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334⨯3⨯103 = 0.8⨯3⨯103 = 2.4⨯103 kg.m = 24 KN m980150010*3)(3310311===l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322===l EJ K Q 310*2150010)(71011===l EJ K M 310*4150010*2)(71022===l EJ K M310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t 310032111==+=y Q Q Q Q K K K Q 3200322122==+=y Q Q Q Q K K K Q 3500032111==+=M K K K M M M M 310000322122==+=M K K K M M M M1032111==+=t t t t t MK K K M 20322122==+=t t t t t M K K K M910300010*3)(3310311===l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322===l EJ K Q 310300010)(71011===l EJ K M 310*4150010*2)(71022===l EJ K M310150010*5)(6811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t 17100172111==+=y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122==+=y Q Q Q Q K K K Q 100052111==+=M K K K M M M M 4000542122==+=MK K K M M M M1032111==+=t t t t t M K K K M 20322122==+=tt t t t M K K K M4-36(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I 肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的 气动载荷和结构。
航概习题答案(完整版)
第一部分基础部分一单项选择（修改过的题为：第一部分单选23、28、152，多选48、110、132、135、146、147、148、154、157、174、184、241；第二部分单选118，多选18、69。
）1.C11.B21.A31.C41.C51.B61.C71.B81.D91.C101.B 102.B 103.D 104.A 105.D 106.D 107.D 108.B 109.D 110.D111.B 112.C 113.D 114.B 115.B 116.D 117.D 118.B 119.C 120.C121.C 122.C 123.A 124.A 125.C 126.D 127.B 128.D 129.C 130.B131.D 132.C 133.C 134.D 135.B 136.C 137.B 138.B 139.C 140.C141.D 142.B 143.A 144.B 145.D 146.D 147.A 148.C 149.C 150.B 151.B 152.A 153.A 154.B 155.C 156.D 157.B 158.D 189.A 160.B 161.A 162.B 163.A 164.C 165.A 166.A 167.D 168.B 169.B 170.B 171.C 172.D 173.C 174.D 175.A 176.D 177.B 178.C 179.A 180.C281.A 282.C 283.C 284.A 285.D 286.A 287.D 288.B 289.C 290.A 291.A 292.A 293.B 294.B 295.C 296.D 297.D 298.D 299.B 300.B 301.B 302.D 303.A 304.C 305.C 306.B 307.B 308.D 309.C 310.C 311.C 312.B 313.C 314.B 315.D 316.B 317.C 318.A 319.C 320.A321.B 322.C 323.C 324.A 325.B 326.B 327.C 328.D 329.A 330.C 331.D 332.B 333.B 334.D 335.C 336.B 337.C 338.C 339.D 340.A 341.C 342.D 343.D 344.B 345.B 346.D 347.C 348.A. 349.D 350.A 351.D 352.A 353.D 354.C 355.D 356.D 357.D 358.D 359.B 360.B···二多项选择1.BC2.ACD3.ABD4.ABD5.BC6.BCD7.AC8.BC9.AD 10.AC11.BD 12.BD 13.AC 14.BCD 15.AB16.ABD 17.ABD 18.ACD 19.ABD 20.ABC 21.CD 22.ABD 23.ABD 24.BD 25.ABD 26.ABC 27.BC 28.BCD 29.BCD 30.ACD 31.ABCD 32.ABD 33.AD 34.ACD 35.ABC86.BCD 87.ABCD 88.BCD 89.BCD 90.ABD 91.ABC 92.ACD 93.ABC 94.BCD 95.ABD 96.AB 97.ABCD 98.ABD 99.BCD 100.AD 101.AB 102.ABD 103.BCD 104.BCD 105.AD106.BD 107.BCD 108.ABCD 109.ACD 110.BD 111.AB 112.AD 113.AC 114.ABC 115.AC 116.BC 117.ABC 118.ABC 119.AD 120.BCD 121.BCD 122.BCD 123.ABD 124.ACD 125.AB176.ABCD 177.ABD 178.BCD 179.ACD 180.AC 181.AD 182.ACD 183.ABCD 184.AC 185.ABC 186.ABCD 187.ACD 188.BD 189.AB 190.BCD 191.ABCD 192.ACD 193.AD 194.ABC 195.AB196.ABC 197.AB 198.ABCD 199.ABD 200.ABD201.AB 202.AB 203.CD 204.ABCD 205.ABD206.AC 207.ABC 208.CD 209.BD 210.BD211.BCD 212.ACD 213.ABC 214.ACD 215.BC一单项选择1.C2.D3.D4.B5.B6.A7.A8.C9.C 10.C 11.B 12.D 13.C 14.D 15.B 16.B 17.C 18.A 19.B 20.A 21.C 22.C 23.B 24.D 25.A 26.B 27.B 28.D 29.A 30.A31.A 32.B 33.B 34.C 35.D 36.D 37.A 38.D 39.B 40.C 41.A 42.C 43.A 44.A 45.B 46.C 47.A 48.D 49.C 50.D 51.B 52.C 53.C 54.C 55.B 56.A 57.B 58.A 59.A 60.B 61.D 62.D 63.C 64.B 65.B 66.A 67.A 68.A 69.C 70.D71.D81.D91.A171.C 172.B 173.C 174.B 175.C 176.C 177.B 178.D 179.C 180.B 181.A 182.B 183.C 184.A 185.B 186.C 187.B 188.B 189.A 190.D 191.C 192.A 193.C 194.A 195.D 196.C 197.C 198.D 199.B 200.A 201.C 202.B 203.C 204.C 205.C 206.C 207.D 208.B 209.C 210.D211.C 212.A 213.B 214.B 215.D 216.C 217.D 218.D 219.C 220.B 221.B 222.A 223.B 224.A 225.B 226.C 227.D 228.A二多项选择1.ABD2.BCD3.AD4.BD5.ABCD51.ABD 52.ACD 53.BC 54.ACD 55.BCD56.AC 57.ABC 58.BD 59.ACD 60.AD61.ABD 62.ACD 63.CD 64.ABD 65.BD66.ABC 67.ABD68.BC 69.BCD 70.ABD71.ABCD 72.BCD 73.ACD 74.AC 75.BC76.BCD 77.CD 78.AC 79.ACD 80.AD 81.AC 82.ABC 83.BD 84.AC 85.AD 86.AC 87.AD 88.AC 89.BC 90.CD 91.BD 92.BC 93.AD 94.ABCD 95.BD1.2.3.4.5.地面滑跑离地爬升6.下滑拉平平飞减速飘落触地着陆滑跑7.停泊轨道地月转移轨道环月轨道8.质量块重力杆卫星9.进气压缩膨胀排气10.进气道压气机燃烧室涡轮尾喷管11.导流器导气管离心叶轮扩散器12.喷嘴内火焰筒燃烧室外套涡流器13.螺旋桨减速齿轮进气道压气机14.15.16.17.18.19.20.21.22.23.收放作动筒收起位置撑杆支柱机轮24.拦截索升降机应急拦网弹射装置25.外挂储箱轨道器助推器主发动机26.串联型混合型并联型。
飞机结构复习参考.doc
现代飞机结构综合设计复习参考名词解释・结构：“结构”是指“能承受和传递载荷的系统”一一即“受力结构”。
（P5）・设计载荷：设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。
（P43）・使用载荷：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。
（P43）・结构完整性：结构完整性是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性（或疲劳安全寿命）等飞机所要求的结构特性的总称。
（P8）•全寿命周期费用（LCC）:（也称全寿命成本）主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。
（P8）・剩余强度：带损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度。
（P 1 5 0 ）・耐久性：飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损、和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。
（P 1 6 8 ）・损伤容限：是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。
（P140）・检查周期：是指飞机结构两次检查之间的时间间隔。
（P 1 6 1）・检修周期：检修周期又称未修使用的最小周期，在这个周期内假定适当水平损伤（初始的或使用中的），保持未修并让它在结构内增长, 应不会危及飞机安全和降低飞机性能。
（P 1 6 2 ）・安全系数：设计载荷与使用载荷之比，也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。
（P44）填空题（24分）・设计思想的五个过程：静强度设计阶段静强度和刚度设计阶段强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段结构可靠性设计试用阶段（P 9 ）・疲劳断裂四个过程：裂纹成核阶段、裂纹微观扩展阶段、裂纹宏观扩展阶段、最终破坏阶段。
（P 1 2 6 ）•颤振的两种形式：一为机翼的弯扭颤振，即由机翼的弯曲变形与扭转变形交感而产生振动发散；二为副翼的弯曲颤振，即由副翼的偏转与机翼的弯曲变形交感而产生振动发散。
飞机设计师考试题及答案
飞机设计师考试题及答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1. 飞机设计中，以下哪一项不是飞机的主要组成部分？A. 机翼B. 发动机C. 起落架D. 轮胎答案：D2. 飞机的升力主要来源于：A. 机翼的上表面B. 机翼的下表面C. 机翼的前缘D. 机翼的后缘答案：A3. 飞机的俯仰稳定性是由以下哪个部件提供的？A. 机翼B. 尾翼C. 发动机D. 起落架答案：B4. 飞机设计中，翼型的选择主要考虑哪些因素？A. 速度和升力B. 速度和阻力C. 升力和阻力D. 升力和重量答案：C5. 飞机的航向稳定性是由以下哪个部件提供的？A. 机翼B. 尾翼C. 发动机D. 起落架答案：B6. 飞机设计中，为了提高升力，通常采用哪种翼型？A. 平直翼型B. 后掠翼型C. 前掠翼型D. 双弯翼型答案：D7. 飞机设计中，为了降低阻力，通常采用哪种翼型？A. 平直翼型B. 后掠翼型C. 前掠翼型D. 双弯翼型答案：B8. 飞机的起飞和降落过程中，以下哪个部件起到关键作用？A. 机翼B. 发动机C. 起落架D. 尾翼答案：C9. 飞机设计中，为了提高飞机的机动性，通常采用哪种布局？A. 单发动机布局B. 双发动机布局C. 三发动机布局D. 四发动机布局答案：B10. 飞机设计中，为了提高飞机的航程，通常采用哪种布局？A. 单发动机布局B. 双发动机布局C. 三发动机布局D. 四发动机布局答案：D二、多项选择题（每题3分，共15分）1. 飞机设计中，以下哪些因素会影响飞机的升力？A. 机翼面积B. 飞行速度C. 飞行高度D. 空气密度答案：A、B、D2. 飞机设计中，以下哪些因素会影响飞机的阻力？A. 机翼形状B. 飞行速度C. 飞行高度D. 空气密度答案：A、B、D3. 飞机设计中，以下哪些部件可以提供飞机的俯仰控制？A. 副翼B. 升降舵C. 方向舵D. 襟翼答案：B4. 飞机设计中，以下哪些部件可以提供飞机的横侧控制？A. 副翼B. 方向舵C. 升降舵D. 襟翼答案：A5. 飞机设计中，以下哪些部件可以提供飞机的航向控制？A. 副翼B. 方向舵C. 升降舵D. 襟翼答案：B三、简答题（每题5分，共20分）1. 简述飞机设计中，机翼的升力是如何产生的？答案：飞机机翼的升力产生于机翼上下表面的压力差。
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4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。
4-24-34-234-244-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。
（2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M ，1M由前梁传给机身，2M传给A-A 肋。
4-30机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。
4-311. L前=L后（1） Q 的分配 K=22EJ LL 前=L 后∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K = 122EJ L [22L （121EJ EJ ）]Q = 112EJ Q EJ EJ = 112Q = 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M = 0.333 5 105 = 1666.7 KN mM 2= 0.667 5 105 = 3335 KN m（3） M t 的分配M t1= 5510tM = 0.333 3 103 = 0.999 103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667 3 103 = 2.001 103 kg.m = 20 KNm2.L 前=3000 mm L 后=1500 mm(1) Q 的分配 K=22EJ LK 1= 2122103000= 2 12610910=29 106 = 2 106 0.111K 2= 2 122101500= 2 29 106 = 222.25 106 = 2 106 0.889K 1+ K 2 = 2 106 ( 19 +12.25) = 2 106 ( 0.111 +0.889) = 1 2 106∴ Q 1= 0.111 10000 = 1110kg = 11.1KN Q 2= 8890kg = 88.9KN（2） M 的分配 K 1 = KJL = 12103000 = 0.333 109K 1 = 12101500Q = 1.333 109 K 1+ K 2 = 1.666 1091M = 0.3331.666 5 105 = 0.1999 5 105 = 0.2 5 105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4 105 kg m = 4000 KN m（3） M t 的分配K 1=105103000 =1.667 107 K 2=1010101500 =6.667 107 K 1+ K 2 = 8.334 107M t1 = 1.6678.334 3 103 = 0.2 3 103 = 0.6 103 kg.m = 6 KN mM t2 = 6.6678.334 3 103 = 0.8 3 103 = 2.4 103 kg.m = 24 KN m980150010*3)(3310311l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322 l EJ K Q 310*2150010)(71011 l EJ K M 310*4150010*2)(71022 l EJ K M310150010*5)(6811 l GJ K t t 310*2150010)(6922 l GJ K t t310032111 y Q Q Q Q K K K Q 3200322122y Q Q Q Q K K K Q 3500032111M K K K M M M M 310000322122 M K K K M M M M1032111t t t t t M K K K M 20322122 tt t t t M K K K M910300010*3)(3310311 l EJ K Q 9160150010*2*3)(3310322 l EJ K Q 310300010)(71011 l EJ K M 310*4150010*2)(71022 l EJ K M310150010*5)(6811 l GJ K t t 310*2150010)(6922 l GJ K t t17100172111 y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122y Q Q Q Q K K K Q 100052111M K K K M M M M 4000542122 MK K K M M M M1032111 t t t t t M K K K M 20322122 tt t t t M K K K M4-36(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I 肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的 气动载荷和结构。
(2) 该机翼前粱转折处的Ⅱ助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。
(3) 薄蒙皮双梁式机翼，Ⅲ肋后缘受有Y向集中力P。
(4) 机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，Ⅳ肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该肋的力平衡图和内力图。
两闭室对称，此时q1t=222tMBH= 2tMBH= 2t q（1）若δ不变，只是两闭室面积不同，则q仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心位置可能变动，所以多一个扭矩（2）若δ不同，也会引起两闭室扭刚不同，则在分析M t时，就会出现Q，M内力。
(5) 薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力P y，求该肋受P y力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)。
若前后梁对称右支点：12Py+ 2tM HBH=12Py+22yBPHBH=12Py+14Py=34Py若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B 处，则M t = Py*2/3*Bq t = 2B Py 32BH =13H P y ∴ P y －1Py Py+33 ＝1Py 3 M ： 1Py3•X-13H P y •X •H = 0(6) 薄蒙皮双粱式机翼Ⅵ肋上C 点处受有集中力P x 时的力平衡图和内力图.M =X P 4B •H •X+XP 4B •H •Xt M = 2X P 4B •H •2B+2X P 4B •H •ΔX - P X 2H •ΔX4-37 由于前梁在1点处转折，所以由剪力P 产生的弯矩，有一部分要由侧边肋来承担，其大小为弯矩为：)cos (1 e a P M ，矢量方向向右。
由于剪力P 没有作用在刚心上，因此要产生扭矩，其大小为Pe 。
在传递到根肋2-3处后，转化为一对支反力。
其在3点的支反力在前梁上产生的弯矩为： tan Pe M ，和剪力P 一样，它在侧边肋上的弯矩分量为： sin tan 2 Pe M ，矢量方向向左 因此作用在侧边肋1点上的总弯矩为cos /)sin tan (cos 21Pe Pa Pe Pa M M M m kN M 408)7/5/(4.0*2006.2*200 kN R 4.2914.1/40814-38(1) 长桁在机身对称轴处对接的双梁单块式后掠翼，I 肋在传递总体力弯矩的过程中所受的载 荷，并画出力平衡图和内力图。
解：传M 时I 的力矩图42*2,24ttM MBH BH BHM q q在3B 处： ****3322*30.33t t B B M H H M BHM BH M q q突变处： 2 1.330.67M M M在2B 处： 22***22220M B M H BH M M如果认为已扩散成水平剪流则：此M 值很小（两种方法都可以）。
(2) (a) 请画出Ⅱ肋在局部气动载荷下的力平衡团和内力图（a） 号肋（单块式普通肋）(b) 请画出中央翼在作用有反对称总体弯矩时，Ⅲ肋、Ⅳ肋的力平衡图和内力图。
设左右机翼通过中央翼连成整体，并在A、B、C、D四点与机身铰接，接头在机翼前、后墙腹板上。
III肋和IV肋的分析(3) 机翼外段为双梁单块式，内侧改为双梁式，画出结构型式交换处的v肋在传递总体力M、Q、M t时的力平衡图和内力图。
传M时：M时也不起作用。
传Q时不起作用；传t(4)多墙式机翼在根部用两个固接接头与机身相连，请画出侧肋Ⅵ在传递总体内力的剪力Q时，其力平衡图和内力图。
(5) 画出图示三梁式后掠翼侧肋Ⅶ在传递总体弯矩时，其力平衡图和内力图。
如果结构弯矩完全对称，则中间支点无力；否则会有力（载荷也要对称，即12M M ,才可能0R 中）4-40(1) 单梁单墙式机翼的I肋。
在Q和M下，I肋不起作用；在M t下，如图所示：(2) 双梁单墙式后掠翼，其中后粱在Ⅱ肋处有转折，请画出Ⅱ肋的力平衡图和内力图。
(3) 双粱单墙式机翼中Ⅲ肋在传扭时的力平衡图、内力图。
(4) 单梁双墙式机翼中Ⅳ助在传扭时的力平衡图和内力图。
4-40 （1）a－a视图反映的是蒙皮作用在翼肋I上的扭矩，b－b视图是蒙皮开口后，前梁和后墙腹板作用在翼肋I上的支反力，两者合成就是翼肋I的力平衡图。
对于翼肋I的弯矩图来说，其上剪力所产生的弯矩和扭矩相平衡，因此翼肋I上没有弯矩，因此此处翼肋需要较厚的腹板，但缘条可以很薄。
（2）这道题不仅要考虑由于蒙皮开口，扭矩的传递问题，还要考虑由于中间梁的转折，在II肋上产生的附加弯矩，以及由于后墙作为双支点外伸梁在II肋上产生的支反剪力Q，受力比较复杂，其内力需要根据各种载荷大小决定各自方向，因此这里没有给出。
（3）（4）4-44因为剪力Q是作用在刚心上，机翼没有扭转，所以对于机翼的弯曲变形，垂直于刚心轴的剖面，挠度变形保持一致，并且根肋CD上没有受到扭矩作用。
（1）由于后墙是在B点是铰接的，所以后墙不能传递剪力Q，剪力Q主要由前梁传递。
由于前梁铰接在A点和C点，所以它是静定结构，它以双支点外伸梁的形式传剪和传弯。
其剪力图和弯矩图如图（1）所示：（2）由于后墙铰接，情况和（1）一样。
前梁在A点固接，因此前梁可以以悬臂梁形式承受一定的弯矩，因此前梁是一度静不定结构，可以用材料力学中的力法方法求解，其剪力图和弯矩图如图（2）所示：（3）后梁在B处固接，后梁可以承受弯矩，前梁在A处铰接，因此在C处的弯矩由前梁传递，而剪力由主梁传递，整个机翼是一度静不定结构，因此前梁和后梁按刚度分配剪力和弯矩，而主梁对前梁提供弹性支撑，其剪力图和弯矩图如图（3）所示（4）前梁在A处固接，后梁在B处固接，整个机翼是二度静不定，因此先是前梁和后梁按刚度分配剪力和弯矩，然后在C处再按（2）情况求解前梁和后梁上各自承担的弯矩。
其剪力图和弯矩图如图（4）所示。