机身外形初步设计-南京航空航天大学飞机设计研究所
合集下载
飞机结构与系统(第四章 飞机机身结构)
3）硬壳式： 结构特点： • 无桁梁，无桁条； • 蒙皮厚，与少数隔框组成机身。 受力特点： • 机身总体弯、剪、扭引起的全部轴 力和剪力由厚蒙皮承担； • 隔框用于维持机身截面形状，支持 蒙皮、承担框平面内的集中力。 不宜大开口，机身实际应用很少，只 适于局部气动载荷较大，要求蒙皮局部刚 度大的部位，如机头、尾锥等。
桁梁剖面
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
3. 机身蒙皮 1）功用： • 构成机身气动外形，保持表面光滑，承受局部空气动力； • 承受xoy,xoz两个平面内的剪力和绕x轴扭矩； • 和长桁一起组成壁板承 受两个平面内弯矩引起 的轴力； • 气密增压座舱部位的蒙 皮还要承受环向和轴向 的张应力。
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
2. 长桁与桁梁
1）功用： 长桁： • 承受和传递机身弯矩引起的轴力； • 与蒙皮组成承力壁板； • 承受部分作用在蒙皮上的气动力并传给隔框。 桁梁的截面积大于长桁，功用类似。
2）构造型式 简单式：从横剖面看只有一个结构元件； 组合式：从横剖面看有几个结构元件。 长桁多为简单式，桁梁有时采用组合式。
机身垂直面内剪力图及弯矩图
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
1. 隔框 1）分类
南京航空航天大学民航学院
机身与其它部件的连接
四、发动机在机身上的安装
1. 机身内发动机的安装 另一种典型的发动机安装形式。
南京航空航天大学民航学院
桁梁剖面
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
3. 机身蒙皮 1）功用： • 构成机身气动外形，保持表面光滑，承受局部空气动力； • 承受xoy,xoz两个平面内的剪力和绕x轴扭矩； • 和长桁一起组成壁板承 受两个平面内弯矩引起 的轴力； • 气密增压座舱部位的蒙 皮还要承受环向和轴向 的张应力。
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
2. 长桁与桁梁
1）功用： 长桁： • 承受和传递机身弯矩引起的轴力； • 与蒙皮组成承力壁板； • 承受部分作用在蒙皮上的气动力并传给隔框。 桁梁的截面积大于长桁，功用类似。
2）构造型式 简单式：从横剖面看只有一个结构元件； 组合式：从横剖面看有几个结构元件。 长桁多为简单式，桁梁有时采用组合式。
机身垂直面内剪力图及弯矩图
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
机身主要构件： • 蒙皮 • 纵向骨架:长桁、桁梁 • 横向骨架：隔框
南京航空航天大学民航学院
机身结构组成
1. 隔框 1）分类
南京航空航天大学民航学院
机身与其它部件的连接
四、发动机在机身上的安装
1. 机身内发动机的安装 另一种典型的发动机安装形式。
南京航空航天大学民航学院
飞行器设计重量估算
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1. D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000. L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数 三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS = mC + mr M0
(kg）
mC = 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 + λ )sec φ sec ϕ / τ f a
mr = 3S τ M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 ΔxG = cA
⎤ ⎡ W机翼 − 1)⎥ Δx机翼 ⎢( ⎦ ⎣ Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量
变形飞机机翼折叠机构设计及折叠角度测量
变形飞机机翼折叠机构设计及折叠角度测量王鹏;郑祥明;尹崇;郭述臻【摘要】针对变形飞机机翼变形机构的设计要求,设计由舵机、蜗轮蜗杆机构、平行四边形机构组合而成的机翼变形机构,并设计基于三轴加速度计和DSP处理器的机翼折叠角度的测量算法和控制系统.利用加速度计分别求得机身和机翼相对于参考坐标系的角度,相减即得机身平面与机翼的夹角,制作一架小型折叠翼飞机模型对测量算法进行验证.结果表明:机翼能够稳定折叠在任一给定角度,测量算法准确,机翼实际折叠角度误差在可接受的范围内.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2013(004)003【总页数】6页(P333-338)【关键词】变形飞机;机翼折叠;角度测量;角度控制【作者】王鹏;郑祥明;尹崇;郭述臻【作者单位】南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京210016;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V249.1220 引言近年来，国际上对变形翼在无人机上的应用研究越来越广泛。
目前，变形翼主要有柔性翼、变后掠翼[1]、可变翼展型机翼、可折叠机翼[2]等。
可折叠翼像海鸥翅膀一样，根据飞行环境的改变或者任务需要做出相应的折叠，提高了飞行性能，拓展了飞行包线。
近年来，提出了一种未来无人作战飞行器的设计概念，其设想是:作为侦察机巡航飞行时机翼不折叠，收到攻击指令后作为攻击机加速飞行，内翼段上反折叠并且折叠角随着飞行马赫数增加而增大，通过机翼的折叠变形使飞行器快速进入高速突防或冲刺阶段，打击敌方的高价值目标。
国内外关于该概念飞行器的相关研究工作主要集中在机构实现[3-4]、气动性能[5-6]、气动弹性[7]等问题上，鲜有折叠翼角度测量与控制的资料，而折叠翼飞机最大的优势在于能够根据任务需要自动精确地改变机翼折叠角从而实现机敏性和速度的改变，因此对折叠角度精确测量与控制的研究显得十分必要和迫切。
气动特性分析
• 抖振边界
– 将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。
导致抖振的条件
• 当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax ，机翼上表面 的气流发生分离。
• 当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的 激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。
当CL增加到一定值后，有气流分离。
当速度超过MDD后，有气流分离。
零升阻力
总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力
配平阻力
• 配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而 引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。
• 现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
巡航（高速） • 升阻特性
起飞/着陆（低速） • 最大升力系数 • 升阻特性
抖振升力系数
气动特性分析评估的方法
空气动力学理论
经典理论 无粘线性位流理论
无粘非线性位流理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
Ffus 1 2.2 k 1.2 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。
－发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
1 0.35 /
lnac dnac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。
– 将升力系数和M数分为二个区域：抖振区和无抖振区。
导致抖振的条件
• 当升力系数接近飞机最大升力系数CLmax ，机翼上表面 的气流发生分离。
• 当飞行速度超过阻力发散马赫数MDD，此时机翼上的 激波会引起不稳定的气流，导致气流分离。
当CL增加到一定值后，有气流分离。
当速度超过MDD后，有气流分离。
零升阻力
总零升阻力＝各部件废阻之和＋次项阻力
配平阻力
• 配平阻力是由于平尾或鸭翼为产生配平力矩而的升力而 引起的阻力，包括升致诱导阻力和型阻两部分。
• 现代运输机配平阻力一般占总阻力的2％或更少。
压缩性阻力
• 飞机在跨声速区飞行时，当飞机的飞行速度超过临界马赫 数Mcr时，机翼上出现局部超过声速的气流，会产生跨声 速压缩性阻力，使阻力增大。
气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性 ……
分析
输入 设计方案
任务
分析评估
计算模型 • 工程估算 • CFD
输出
巡航（高速） • 升阻特性
起飞/着陆（低速） • 最大升力系数 • 升阻特性
抖振升力系数
气动特性分析评估的方法
空气动力学理论
经典理论 无粘线性位流理论
无粘非线性位流理论
粘流理论 无粘有旋流理论 粘性有旋流理论
• 方法
– 采用部件形状因子的方法，计入压差阻力。 – 机身的压差阻力因子为：
Ffus 1 2.2 k 1.2 0.9 k 3
K 为机身长细比，即机身长度与机身最大直径之比 。
－发动机短舱的压差阻力因子：
Fnac
1 0.35 /
lnac dnac
lnac/dnac发动机短舱的长度与直径之比。
飞机操稳特性评估
操稳分析内容
静稳定性
俯仰静稳定性导数 特征方程
特征根
稳定性
动稳定性
稳定性判据
模态特征
长周期
纵向
静操纵性
短周期 升降舵操纵力矩及配平曲线
纵向运动状态量对升降舵 及油门的操纵响应 横滚静稳定性导数 偏航静稳定性导数
操纵性
动操纵性
操稳 特性
稳定性
静稳定性 动稳定性
特征方程 特征根
稳定性判据
模态特征
横侧向
静操纵性
方向舵及副翼的操纵力矩
滚转 螺旋 荷兰滚
操纵性
动操纵性
非对称定常飞行时的平衡
横侧向运动状态量对方向 舵及副翼的操纵响应
主要操稳要求的校核
• 纵向
– 巡航和着陆配平
– 静稳定裕度
– 起飞时抬头力矩 – 短周期模态特性
对平尾面积的约束
– 长周期模态
这些操稳性能计算需要纵向气动导数。
主要操稳要求的校核
– 能快速对各种飞机构型的气动导数进行计算。
AVL的应用示例
载重电动遥控飞机 飞翼布局电动遥控飞机
基于面元法的气动导数计算
• DWT（Digital Wing Tunnel）数值风洞软件
– 基于无粘的线化位流方程；数值方法－面元法，C语言编写。 – 可估算升力、诱导阻力、摩擦阻力、纵向/横侧向静、动气动导数。
• 计算输出气动力与力矩系数（基本）： • 计算输出静稳定性导数（基本）： • 计算输出动稳定性导数： • 计算平尾配平时产生的相应的力与力矩 • 计算由襟翼、副翼及升降舵产生的力与力矩
基于涡格法的气动导数计算
• 涡格法程序AVL
– 由MIT的教授和他的学生Youngren开发。
起落架位置布置
起落架布置
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
选择轮胎数目和尺寸的一般原则
主起落架
飞机 类型 Wto (lb) 116,000 220,000 330,000 572,000 775,000 14,000 25,000 35,000 60,000 Dt x bt in. x in. 40 x 14 40 x 14 46 x 16 52 x 20.5 49 x 17 18.5 x 7 24 x 8 24 x 8 35 x 9 PmWto 轮胎数 (每支柱) 2 4 4 4 (3支柱) 4 (4支柱) 1 1 2 1
0.07 0.05 0.08 0.07
单发螺 旋浆飞 机
1,600 2,400 3,800
15 x 6 17 x 6 16.5 x 6
0.80 0.84 0.84
1 1 1
15 x 6 12.5 x 5 14 xx5
0.20 0.16 0.16
1 1 1
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 0.13 0.09 0.10 0.12
战斗机
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
选择轮胎数目和尺寸的一般原则
主起落架
飞机 类型 Wto (lb) 116,000 220,000 330,000 572,000 775,000 14,000 25,000 35,000 60,000 Dt x bt in. x in. 40 x 14 40 x 14 46 x 16 52 x 20.5 49 x 17 18.5 x 7 24 x 8 24 x 8 35 x 9 PmWto 轮胎数 (每支柱) 2 4 4 4 (3支柱) 4 (4支柱) 1 1 2 1
0.07 0.05 0.08 0.07
单发螺 旋浆飞 机
1,600 2,400 3,800
15 x 6 17 x 6 16.5 x 6
0.80 0.84 0.84
1 1 1
15 x 6 12.5 x 5 14 xx5
0.20 0.16 0.16
1 1 1
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
0.06 0.06 0.07 0.07 0.06 0.13 0.09 0.10 0.12
战斗机
Pm－主起落架载荷 Pn －前起落架载荷
Dt－轮胎直径（英寸）
飞机结构设计.
1.1.2 飞机结构设计的地位
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。
图1.1 飞机研制的一般过程
1. 概念性设计阶段
根据设计要求，全面构思，形成粗略的断 语飞机设计的基本概念，并草拟一个 或几个能满足设计要求的初步设计方案
工作内容：
初步选定飞机的形式，进行气动外形布局 初步选择飞机的基本参数 选定发动机和主要的机载设备 初步选择各主要部件的主要几何参数 粗略绘制飞机的三面草图 初步考虑飞机的总体布置方案，初步的性能估算， 检查是否符合飞机设计所要求的性能指标 方案要具有足够的先进性且实际可行 花钱和耗时不多，但非常重要
寿命――飞机结构中的主要受力构件。如： 主梁、下壁板、接头、气密舱 热强度――高温处，如：后机身、尾喷 口、 激波产生处 破损安全结构――重要部件设计成多路传力 结构，如：中翼受力盒段 缓慢裂纹扩展结构――不可检处按安全寿命 设计
1.2.3 结构的使用条件
气象条件（温度和湿度）、介质条件（海 水、水汽等）； 机场条件（主要是跑道品质）； 维修条件（周期、次数、速度、能力）。
技术要求
技术要求：Vmax，升限，航程/作战半径， 起飞着陆距离， 载重/起飞重量，机动性 指标（加速，最小盘旋，爬升），使用 寿命； 非定量要求：全天候，机场要求，维护 要求； 趋势：V ，Hmax ， 载重 ，航程 ；
苏-30
阵风
F－117
第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗 机)更着重强调同时具备隐身技术、超音 速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近 距起落和良好的维修性等性能 。
飞机结构设计具体内容
飞机部件的结构打样设计（初步设计） 零构件设计 部件的结构图纸
飞机部件
设计师素质
设计师的第一要务是彻底熟悉飞机设计所 依据的规则; 其次，设计师应熟悉每一代飞机的型号。
机身整体壁板结构分析
南京航空航天大学 硕士学位论文 机身整体壁板结构分析 姓名：郑辉洲 申请学位级别：硕士 专业：飞行器设计 指导教师：童明波 20070101
南京航空航天大学硕壁板结构的设计、分析、制造与试验技术是 21 世纪干线及大 型飞机研制的关键技术之一。随着整体壁板的大量使用，为了对设计提供足够的 强度参考依据，必须对整体壁板进行相应的应力分析。本文从有限元分析、工程 算法以及试验三方面对整体壁板在轴压和剪切载荷下的强度进行了研究。 工程算法则重点研究了整体壁板在轴压、剪切状态下的静强度计算。轴压采 用与试验值相吻合的 Johnson 法，剪切采用半经验的“张力场分析方法” 。还参 照机身的结构形式、受载特点及其传力特性，分析比较了壁板结构的不同有限元 建模方法。使用 CATIA 建立了壁板全尺寸模型并导入 MSC.PATRAN 建立有限元模 型。 通过计算结果与试验数据的比较， 得出比较接近实际的有限元模型建模方法， 从而为更精确的计算和结构设计提供参考依据。 关键词：整体壁板，机身，有限元，应力分析，静强度
— II —
南京航空航天大学硕士学位论文
图、表清单
图 1.1 先进机身整体结构与常规组装结构对比.......................................................1 图 1.2 空客公司的 A380 和波音公司的 B787............................................................2 图 1.3 飞机整体设计结构关键部位分解图................................................................4 图 1.4 ARJ21 新支线飞机............................................................................................5 图 2.1 民机机身结构...................................................................................................7 图 2.2 普通框构造.......................................................................................................8 图 2.3 普通框载荷.......................................................................................................8 图 2.4 机身在垂直面内外载及内力图.......................................................................9 图 2.5 桁条式机身框平面内受 PY 力时传力分析 ...................................................10 图 3.1 组装壁板轴压试验件装配图.........................................................................12 图 3.2 组装壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.3 组装壁板剪切试验件装配图.........................................................................13 图 3.4 组装壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.5 整体壁板轴压试验件装配图.........................................................................14 图 3.6 整体壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................14 图 3.7 整体壁板剪切试验件装配图.........................................................................15 图 3.8 整体壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................15 图 4.1 歪斜因子.........................................................................................................18 图 4.2 歪斜角度.........................................................................................................18 图 4.3 锥度.................................................................................................................18 图 4.4 实际单元与母单元坐标.................................................................................19 图 4.5 长桁与蒙皮的中性面示意图.........................................................................21 图 4.6 凸台强制偏心示意图.....................................................................................21 图 4.7 局部刚度重叠示意图.....................................................................................21 图 4.8 整体壁板的板－梁模型简化图.....................................................................21 图 4.9 梁元折算为等效杆元和剪切板元的组合.....................................................22 图 4.10 钉元受力情况...............................................................................................23 图 4.11 铆钉板及其简化模型...................................................................................23 图 4.12 铆钉节点简化方案.......................................................................................24 图 4.13 局部刚度增加示意图...................................................................................24 图 4.14 使用 1 杆元＋2 弹簧元模拟铆钉................................................................24 图 4.15 PATRAN 中提供的 FASTENER 单元 ........................................................25
南京航空航天大学硕壁板结构的设计、分析、制造与试验技术是 21 世纪干线及大 型飞机研制的关键技术之一。随着整体壁板的大量使用，为了对设计提供足够的 强度参考依据，必须对整体壁板进行相应的应力分析。本文从有限元分析、工程 算法以及试验三方面对整体壁板在轴压和剪切载荷下的强度进行了研究。 工程算法则重点研究了整体壁板在轴压、剪切状态下的静强度计算。轴压采 用与试验值相吻合的 Johnson 法，剪切采用半经验的“张力场分析方法” 。还参 照机身的结构形式、受载特点及其传力特性，分析比较了壁板结构的不同有限元 建模方法。使用 CATIA 建立了壁板全尺寸模型并导入 MSC.PATRAN 建立有限元模 型。 通过计算结果与试验数据的比较， 得出比较接近实际的有限元模型建模方法， 从而为更精确的计算和结构设计提供参考依据。 关键词：整体壁板，机身，有限元，应力分析，静强度
— II —
南京航空航天大学硕士学位论文
图、表清单
图 1.1 先进机身整体结构与常规组装结构对比.......................................................1 图 1.2 空客公司的 A380 和波音公司的 B787............................................................2 图 1.3 飞机整体设计结构关键部位分解图................................................................4 图 1.4 ARJ21 新支线飞机............................................................................................5 图 2.1 民机机身结构...................................................................................................7 图 2.2 普通框构造.......................................................................................................8 图 2.3 普通框载荷.......................................................................................................8 图 2.4 机身在垂直面内外载及内力图.......................................................................9 图 2.5 桁条式机身框平面内受 PY 力时传力分析 ...................................................10 图 3.1 组装壁板轴压试验件装配图.........................................................................12 图 3.2 组装壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.3 组装壁板剪切试验件装配图.........................................................................13 图 3.4 组装壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................13 图 3.5 整体壁板轴压试验件装配图.........................................................................14 图 3.6 整体壁板轴压试验件爆炸图.........................................................................14 图 3.7 整体壁板剪切试验件装配图.........................................................................15 图 3.8 整体壁板剪切试验件爆炸图.........................................................................15 图 4.1 歪斜因子.........................................................................................................18 图 4.2 歪斜角度.........................................................................................................18 图 4.3 锥度.................................................................................................................18 图 4.4 实际单元与母单元坐标.................................................................................19 图 4.5 长桁与蒙皮的中性面示意图.........................................................................21 图 4.6 凸台强制偏心示意图.....................................................................................21 图 4.7 局部刚度重叠示意图.....................................................................................21 图 4.8 整体壁板的板－梁模型简化图.....................................................................21 图 4.9 梁元折算为等效杆元和剪切板元的组合.....................................................22 图 4.10 钉元受力情况...............................................................................................23 图 4.11 铆钉板及其简化模型...................................................................................23 图 4.12 铆钉节点简化方案.......................................................................................24 图 4.13 局部刚度增加示意图...................................................................................24 图 4.14 使用 1 杆元＋2 弹簧元模拟铆钉................................................................24 图 4.15 PATRAN 中提供的 FASTENER 单元 ........................................................25
飞机重量估算
发动机安装在机翼上： 发动机安装在机身后部：０.47 ~ 0.50 L身
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a
南京航空航天大学飞机设计研究所PPT课件
第14页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
Fluent软件界面
文件操作
显示网格、结果等
网格操作(网格信息、平 移、拷贝等）
计算中升力、阻 力变化
设置变网格等 求解算法定义
物理模型定义（粘性、 可压缩性等）
面操作(面信息、气动载荷理论CFD分析方法（续）
脱胶部位 雷达罩上表层材料
与蜂窝材料脱胶
第5页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法
计算流体力学（CFD）简介
CFD最常用的是有限体积（FV) 法，FV与有限元法类似，首先 是把空间区域离散化成小胞腔， 以形成一个立体网格或者格点， 然后应用合适的算法来解运动方 程（对于不粘滞流体是欧拉方程， 对于粘滞的是Navier-Stokes equations)。最后得到空间内部 各点的压力、流体速度等。
第6页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
CFD软件概况
CFD软件是专门用来进行流场分析、流场 计算、流场预测的软件。通过CFD软件，可 以分析并且显示发生在流场中的现象，在比 较短的时间内，能预测性能，并通过改变各 种参数，达到最佳设计效果。CFD的数值模 拟，能使我们更加深刻地理解问题产生的机 理，为实验提供指导，节省实验所需的人力、 物力和时间，并对实验结果的整理和规律的 得出起到很好的指导作用。
前处理软件gambit
GAMBIT是Fluent公司开发的CFD前处理 软件，可建立并网格化CFD模型。 GAMBIT通过它的用户界面（GUI）来接 受用户的输入。既能简单而又直接的建 立模型、网格化模型，还能指定模型区 域网格划分的大小等。
第10页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
Fluent软件界面
文件操作
显示网格、结果等
网格操作(网格信息、平 移、拷贝等）
计算中升力、阻 力变化
设置变网格等 求解算法定义
物理模型定义（粘性、 可压缩性等）
面操作(面信息、气动载荷理论CFD分析方法（续）
脱胶部位 雷达罩上表层材料
与蜂窝材料脱胶
第5页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法
计算流体力学（CFD）简介
CFD最常用的是有限体积（FV) 法，FV与有限元法类似，首先 是把空间区域离散化成小胞腔， 以形成一个立体网格或者格点， 然后应用合适的算法来解运动方 程（对于不粘滞流体是欧拉方程， 对于粘滞的是Navier-Stokes equations)。最后得到空间内部 各点的压力、流体速度等。
第6页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
CFD软件概况
CFD软件是专门用来进行流场分析、流场 计算、流场预测的软件。通过CFD软件，可 以分析并且显示发生在流场中的现象，在比 较短的时间内，能预测性能，并通过改变各 种参数，达到最佳设计效果。CFD的数值模 拟，能使我们更加深刻地理解问题产生的机 理，为实验提供指导，节省实验所需的人力、 物力和时间，并对实验结果的整理和规律的 得出起到很好的指导作用。
前处理软件gambit
GAMBIT是Fluent公司开发的CFD前处理 软件，可建立并网格化CFD模型。 GAMBIT通过它的用户界面（GUI）来接 受用户的输入。既能简单而又直接的建 立模型、网格化模型，还能指定模型区 域网格划分的大小等。
第10页/共37页
天线罩气动载荷理论CFD分析方法（续）
飞机起落架支柱部件强度分析
飞机起落架支柱部件强度分析杜楠楠 魏小辉 房务官 宋晓晨(南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016)摘要:起落架初步设计阶段,在各基本参数初步确定后,需对起落架各使用工况进行地面载荷的计算与强度的分析。
本文在考虑某型飞机起落架基本几何形状的前提下,首先通过解析法算得各工况扭力臂几何关系,并采用“工程经验公式”算法,引入若干工程经验系数,对起落架进行了着陆冲击载荷、起转回弹载荷、地面滑跑载荷和地面刹车载荷的分析及计算。
然后采用地面载荷的计算结果对起落架支柱进行了强度分析,分析表明该起落架支柱受力较为合理,在地面刹车载荷工况下所受应力最大。
关键词:起落架;地面载荷;扭力臂;工程经验公式;支柱引 言起落架是飞机实现起飞着陆这一功能的主要装置,即飞机在地面停放、滑行、起飞、着陆、滑跑时用于支撑飞机重力,承受相应载荷的装置[1]。
自起落架诞生的那一刻起,对其进行地面载荷分析,采用最轻的重量和最紧凑的结构,设计出最为安全的起落架便是起落架设计必不可少的一部分[2]。
而在起落架初步设计阶段,常采用“工程经验公式”方法计算其地面载荷并确定其受力特性,为起落架详细设计提供判定依据。
该方法具有一定的保守性,可根据飞机的实际使用情况或动力学分析和动力学试验的结果进行修正计算。
“工程经验公式”方法对于一个新型飞机的起落架设计是十分有效的[3]。
1 主起落架地面载荷计算1.1 起落架形式与参数 该起落架采用单轮支柱式设计形式,具体设计形式如图1所示。
图1 主起落架示意图坐标系定义为沿航向为x 轴,沿竖直方向向上为y 轴,右手定则确定z 轴方向。
其最大总载荷为66N ,最大停机载荷为6N,下沉速度为3m/s,起落架缓冲器最大行程为219.3mm,起落架使用行程为193.9mm,停机压缩量为135mm 。
扭力臂是起落架上传递扭矩的部件,分析其与起落架支柱的几何关系可算得起落架所受地面载荷传递至其余各部件载荷[4](图2)。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
10. 李为吉主编，现代飞机总体综合设计，西北工业大学出版社，2001年。
11. 谢·米·叶格尔[俄]等著，杨景佐、胡传泰等译，《飞机设计》，航空工业出版社，1986年。
12. Nicolai著，赵先宁译，《飞机设计基本原理》，台湾，徐氏基金会，1975年.
飞机设计依据
飞机设计依据
• 飞机设计的基本要求 • 飞机设计规范和适航性条例 • 评价飞机设计方案准则
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
工作内容
• 细化和优化几何外形 - 气动设计、分析与优化
• 总体结构布置 - 结构分析与优化
• 多学科分析与优化 • 完整三面图和外形数模 • 飞机总体布置图
方法与手段
输出
• CAD软件（CATIA）
飞机总体设计课程设计
南京航空航天大学飞机总体设计报告——150座级客机概念设计011110XXXXXX设计要求一、有效载荷–二级布置，150座–每人加行李总重，225 lbs二、飞行性能指标–巡航速度：M 0.78–飞行高度：35000英尺–航程：2800（nm）–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于2100（m）–着陆场长：小于1650（m）–进场速度：小于250 （km/h）飞机总体布局一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置（一）平尾前、后位置与数目的三种形式1．正常式（Conventional)优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。
缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard）优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角；2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用3．无尾式( Tailless )优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。
2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失2. 起飞着陆性能不容易保证采用情况：少量军机采用综上所述，采用正常式尾翼布局（二）水平尾翼高低位置选择(a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾选择平尾高低位置的原则1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
2.避开发动机尾喷流的不利干扰综合考虑后，选择上平尾（三）垂尾的位置和数目位置-机身尾部-机翼上部数目单垂尾：多数飞机采用单垂尾，高速飞机加装背鳍和腹鳍双垂尾：1.压力中心的高度显著降低，可以减小由侧力所造成的机身扭矩。
航空器机体结构
航空航天概论
航空器的机体结构
机翼受力情况
剪切力 弯矩
扭矩
航空航天概论
航空器的机体结构
➢ 机翼的主承力部件
航空航天概论
航空器的机体结构
✓ 翼梁是最强有力的纵向构件，承受全部或大 部分的弯矩和剪力。翼梁由缘条、腹板和支柱等组 成，剖面多为工字型。翼梁固支在机身上。
上缘条 腹板
下缘条
支柱
航空航天概论
航空航天概论
航空器的机体结构
开缝襟翼是在简单襟翼的基础上改进而成的，当开 缝襟翼放下时，其前缘与机翼之间形成一条缝隙。
航空航天概论
航空器的机体结构
后退襟翼工作时，既向下偏转同时又沿滑轨向后移 动，也即既增大翼型弯度又增加机翼面积。
航空航天概论
航空器的机体结构
复合襟翼由后退襟翼和开缝襟翼合并设计而成，其增升 效果更好，为现代飞机所广泛采用，但
航空器的机体结构
机身
❖装载乘员和货物； ❖安置各种系统设备； ❖连接机翼和尾翼等部件； ❖有的还固定动力装置和起落架。
航空航天概论
航空器的机体结构
机身 机身的结构形式
➢构架式机身 ➢桁梁式机身 ➢桁条式机身 ➢硬壳式 ➢大型民用客机的机身结构
航空航天概论
航空器的机体结构
构架式机身由受力空间桁架系统和不参与总体受力的 蒙皮构成。
航空航天概论
航空器的机体结构
✓ 翼肋形成并维持翼剖面之形状；并将纵向骨架 与蒙皮连成一体；把由蒙皮和桁条传来的空气动力 载荷传递给翼梁。
如果是加强翼肋，则还要承受和传递集中载荷。
腹板 弯边
翼肋前段
翼肋中段
翼肋后段
航空航天概论
航空器的机体结构
✓ 蒙皮通常用硬铝板材制成，用铆钉或粘 接剂固定于纵横向骨架上，形成光滑的表面， 从而维持气动外形。此外，蒙皮承受气动载 荷，并承受部分扭矩、弯矩和剪力。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
飞机设计的三个阶段
• 概念设计 (Conceptual Design) 1% 人员
• 初步设计 (Preliminary Design) 9% 人员
• 详细设计（Detail Design)
90%人员
设计工作特点
• 科学性与创造性
– 构思与分析 – 右脑与左脑
• 非唯一性 • 逐步细化 • 反复迭代，多轮逼近 • 多学科综合与协调
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
飞机设计的基本要求
• 飞机的类型和基本任务
– 类型
• 军用机：战斗机，轰炸机，……. • 民用飞机：客机，货机，公务机，……
– 基本任务
• 飞行任务剖面图
• 有效载荷
– 民用飞机：旅客数；行李重量 ；货物重量 – 军用飞机：空勤人员；武器弹药；装备
翼型设计
对于亚声速飞机： (t/c)在12%左右，相对弯度可大 些以满足最大升力系数要求； 对于超声速飞机： (t/c)在3% - 6%，相对弯度可小 些或为对称翼型 (t/c)低于3%翼型可能在结构设计 方面行不通。 典型翼型相对厚度统计值
典型的翼型形状
不同类型飞机的典型翼型
翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度。 飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 高亚声速公务机 高亚声速喷气运输机 超声速战斗机 典型翼型 NACA四位数或NACA五位数翼型 NACA五位数 超临界翼型 超临界翼型 NACA六位数翼型
普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较
普通翼型
普通
超临界翼型
超临界
超声速翼型
• 在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖前缘，使 产生的斜激波以代替离体的正激波。如双弧形翼型。 • 例如，F104采用了双弧形翼型。 • 由于尖前缘易引起气流分离，亚声速性能很差，为了兼 顾各个速度范围的性能，目前大多数超声速飞机仍采用 小钝头亚声速翼型。
– 具有大的上表面前缘半径，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型 失速； – 上表面比较平坦，使升力系数为0.4时，上表面有均匀的载荷分 布； – 下表面后缘有较大的弯度；
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计 • 机翼安装角和上反角的确定 • 边条翼、翼尖形状 • 增升装置的设计 • 副翼和扰流板的设计
翼型的选择与设计
翼型的选择与设计（提要）
• 描述翼型的几何参数 • 翼型的气动特性 • 翼型的几何参数与气动特性之间的关系 • 翼型特性与飞机性能的关系 • 翼型的几何参数对结构设计的影响 • 翼型的种类与特征 • NACA翼型 • 选择翼型时考虑的因素 • 翼型的设计方法
典型的翼型形状
不同类型飞机的典型翼型
翼型的选择主要取决于飞机的飞行速度。 飞机类型 轻型飞机 涡桨支线客机 高亚声速公务机 高亚声速喷气运输机 超声速战斗机 典型翼型 NACA四位数或NACA五位数翼型 NACA五位数 超临界翼型 超临界翼型 NACA六位数翼型
普通翼型与超临界翼型的外形及跨音速压力分布的比较
普通翼型
普通
超临界翼型
超临界
超声速翼型
• 在超声速飞行时，为减小波阻，翼型应具有尖前缘，使 产生的斜激波以代替离体的正激波。如双弧形翼型。 • 例如，F104采用了双弧形翼型。 • 由于尖前缘易引起气流分离，亚声速性能很差，为了兼 顾各个速度范围的性能，目前大多数超声速飞机仍采用 小钝头亚声速翼型。
– 具有大的上表面前缘半径，以减小大迎角下负压峰值，推迟翼型 失速； – 上表面比较平坦，使升力系数为0.4时，上表面有均匀的载荷分 布； – 下表面后缘有较大的弯度；
尖峰翼型（Peaky Airfoil）
• 最早（上世纪60年代）由美国和英国开发的一种翼型。 • 阻力发散马赫数高于NACA六位系列翼型。 • 曾应用于DC-10、C-5A、VC-10和运10喷气运输机。
• 翼型的选择与设计 • 机翼平面形状设计 • 机翼安装角和上反角的确定 • 边条翼、翼尖形状 • 增升装置的设计 • 副翼和扰流板的设计
翼型的选择与设计
翼型的选择与设计（提要）
• 描述翼型的几何参数 • 翼型的气动特性 • 翼型的几何参数与气动特性之间的关系 • 翼型特性与飞机性能的关系 • 翼型的几何参数对结构设计的影响 • 翼型的种类与特征 • NACA翼型 • 选择翼型时考虑的因素 • 翼型的设计方法
飞机结构设计 第7章 机身结构设计(修改)
7.2 机身主要受力构件布置
受力构件布置的依据： 开口（位置、形状、大小和开口特性）： 由内部布置和机身与其它部件的连接协调 关系确定。 集中载荷：由装载布置与机身-机翼、机 身-尾翼、机身-起落架确定。
机身受力构件布置主要是指横向构件(加强框、 普通框)、纵向构件(长桁、桁梁、纵向加强 壁板、加强长桁)以及蒙皮的布置。
该腹板 不受力
该腹板 受剪
7.4 开口区结构设计
¾ 机体结构开口是为了满足使用功能需求与 维修性需求；
¾ 必须进行开口补强设计。
7.4.1 开口的种类
按照开口尺寸的大小分类： 大开口：完全破坏了总体载荷的传力路线，涉及区域很大，如 弹舱，货舱大门等； 中开口：破坏了载荷的局部传力路线，通常只切断少量长桁， 在总体上对传力路线影响不大，如客机窗户等； 小开口：一般只破坏基体结构的受剪蒙皮（需补强），如腹板 上的检查孔，蒙皮上的小观察孔。
4) 长桁与刚框相交时，一般不允许将框缘条断开让长桁通过。因为 长桁的轴力远比框缘条的内力小，一般将长桁断开。（对于加强 框而言）
5) 框内剪力主要由腹板承受，当腹板较薄时，在剪切内力作用下会 受剪失稳。另一方面，刚框的曲率较大，弯曲时内、外缘条对框 腹板产生分布压力，所以必须设置一些支柱，以提高其受剪、受 压临界应力。
¾ 当有集中力作用到框上时，应使其尽可能接近切向； ¾ 正是由于弯矩值沿周边是变化的，因此框缘设计时若与弯
矩分布规律相符将有利于减轻框的重量。
注意： 上述曲线不能作为强度计算的依据； 工程梁假设不适宜机身的强度校核； 实际上刚框的内力分布与刚框截面形状、框缘形状与尺寸、
蒙皮对框的支持情况等因素有关； 实际刚框真实的内力分布必须通过有限元数值分析或者试
南京航空航天大学专业介绍
学院介绍：1航空宇航学院2能源动力学院3自动化学院4电子信息学院5机电学院6材料科学与技术学院7民航飞行学院8理学院9经济管理学院10人文与社会科学学院11艺术学院12外国语学院15航天学院16计算机科学与技术学院19国际教育学院机械设计制造及其自动化本专业培养具备坚实的数学及相关自然科学知识基础和系统的机械设计制造基础知识与应用能力，能从事产品设计、制造、应用研究、运行管理和营销等方面工作，具有国际化视野和创新精神的应用型高级专门人才通过本专业的学习，学生将获得以下几个方面的知识和能力：系统的掌握本专业领域宽广的技术理论基础及经营管理等基础知识和本专业领域内某个专业方向所必要的专业知识；具有较扎实的自然科学基础知识；较好的人文、艺术和社会科学基础及文字的表达能力；了解其学科前沿及发展趋势，具有初步的科学研究、科技开发、组织管理、计算机应用的能力及创新意识。
1、机械制造专业方向本专业方向是按照现代机械制造工程要求，培养掌握机械制造的基本理论和制造方法的高级专门人才。
通过本专业方向的学习，学生具有先进制造技术所必需的工艺知识基础，掌握现代制造技术发展领域中的工艺方法、工艺装备、检测监控、计算机控制和数控工艺等知识，具有产品制造工艺及装备的设计能力和生产组织管理能力。
主干学科：机械学、机械制造工艺学。
主要课程：机械制图、机械原理、机械设计、材料力学、理论力学、电工电子学、机械控制工程、计算机原理、材料切削原理及刀具、机械制造工艺学、CAPP、CIMS、数攵控技术、液压技术、机电传动控制、CAD/CAM、机械制造装备设计。
学生毕业后，可从事传统和现代机械制造工艺与设备方面的设计、制造、测控、研究、管理等工作，也可从事教学与科研工作。
本专业基本学制为四年，符合学校学位授予条件者，可授予工学学士学位，并具有硕士学位授予权和博士学位授予权。
2、机械设计专业方向本专业方向培养掌握机械设计制造的基础理论和现代设计理论及方法的高级专门人才。
基于CATIA二次开发的飞翼外形参数化建模
I A 环境中 , 提供了根据引导线 ( Guide 线 ) 定义来
绘制过渡面的方法 。引导线是指放样命令中 , 控 制生成曲面的边界线 。不同的引导线将绘制出不 同的过渡面 ; 因此 , 绘制过渡面的关键是要定义 1 条或 1 组引导线 。 本文采用空间 3 次 Herm ite曲线 [ 2 ]来定义引 导线的形状 。因为该曲线方程的阶数较低 , 描述 曲线时不会产生不必要的扭摆 , 而且可描述曲线 的形状也很丰富 。曲线参数方程如下 2 -2 1 -3 3 -2 3 2 P ( t) = [ t t t 1 ] 0 0 1 1 0 0
y1 = y0 + b1
对于飞翼而言 , 主剖面形状就是翼型 。描述 翼型形状的方法很多 , 本文采用文献 [ 1 ]的方法 建立主剖面参数化模型 。该方法的基本思路是采 用形状函数 (伯恩斯坦多项式 S ( x ) ) 和分类函数 F ( x ) 相乘 , 再叠加翼型后缘厚度 ΔT 的方法来建 立翼型 。这种方法可称为 B PX 法 (其中 BP 代表伯 恩斯坦多项式 , x 代表伯恩斯坦多项式的阶数 ) 。
11
数化建模的途径 ; 最后 , 用典型飞翼外形设计作 为应用例子 , 验证该方法的适应性 。
1 飞翼外形参数化模型
典型飞翼外形可分为内翼和外翼 2 部分 (如 图 1 所示 ) 。内翼通常只有 1 段 , 在本文中称为第 1 段 ; 而外翼可包含 2 段 , 分别称为第 2 段和第 3 段 。为了建立飞翼外形参数化模型 , 将飞翼外形 参数分为以下 3 类 。
B PX 法将翼型纵坐标函数定义为
Γ + C2 A t sin θ z1 = z0 + b1 tan 1 第 2 段翼梢弦前缘坐标 α x2 = x1 + b2 tan
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
机身外形初步设计
概念设计流程
设计
全机布局设计 No 机身外形初步设计 确定主要参数 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
初 步 方 案
方案分析与评估
分 系 统 发动机选择 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案 重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性
2）摩擦阻力随长径比有可能增加。 3）对应一定M数，存在一个最有利的长径比，使机身阻力系数最小。
关于长径比的大小
• 长径比过小意味机身形状短粗，阻力增加，但刚度好，有 利于实现机型系列化（机身加长）。 • 长径比过大，机身刚度不好，不利于系列化机型机身加长。
机身外形参数对气动特性的影响
头部长径比对阻力发散马赫数的影响
机场适应性 ……
分析
提 纲
• 机身设计的基本要求 • 机身外形的主要参数
• 机身外形参数对气动和结构的影响
• 面积律 • 民机的客舱布置 • 民机机身外形初步设计 • 机身外形的初步设计的步骤
机身设计的基本要求
• 装载要求：有足够大的内部容积
– 民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。 – 军机：机组、发动机安装、武器……
Area ruling of F-102A airplane
Zero lift drag for the YF-102 and F-102A airplanes
The resulting change in drag from the YF-102 to the F-102 was about 25 counts
• 为使飞机在跨音速范围内的阻力最小， 飞机各个部件组合在一起的横截面积的 分布图形，应该相当于一个最小阻力的 当量旋成体图形。
（1）不考虑面积律要求 （a）机翼－机身组合体
（2）考虑面积律要求 （b）当量旋成体 （c）横截面积分布
•
按面积律的要求对飞机进行修形：
- 将机身中段收缩成蜂腰形 - 将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开
• 气动要求：气动阻力小 • 结构要求：有利于结构布置
– 机翼、尾翼安装 – 发动机（尾吊布局）
• 适航要求
－抗坠毁性
– 应急撤离
机身外形的主要参数
• 总长度：L身 • 最大横截面积S身和当量直径d身 • 上翘角 • 中机身长度 • 前机身长度 • 后机身长度 d身当量直径：
d身
4 S 身, max
•
应用例子 美国F102和B-58
- 我国Q-5型强击机和J-12歼击机
美国B-58飞机横截面积分布图
1－机身；2－机翼；3－内侧发动机短舱；4－挂架；
5－外侧发动机短舱；6－挂架；7－整流包皮；8－尾翼。
按面积律要求修形的效果
注：当＞1.5以后，效果就不显著
The famous application of the area rule
5 - 8
3.6 - 8 7 - 11
3 - 4
2.6 - 4 3 - 5
3 - 9
6 - 13 0 - 8
喷气旅客机 喷气公务机
6.8 - 11.5 7 – 9.5
1.8 – 4 2.5 - 5
11 – 16 6 - 11
面积律
• 面积律是研究飞机机体横截面积的分布 规律与波阻之间相互关系的理论。
F-106
• The F-102 configuration was completely redesigned incorporating a more refined, integrated area rule. • Further slimmed down by a reduced weapon bay capacity and shortened and repositioned engine air intake ducts, and powered by a fifty percent more powerful engine. • It was capable of routine Mach 2+ speeds.
– YF-102, F-102, F-106
YF-102
When it first flew , the prototype is unable to break the sound barrier
F-102
• The fuselage fineness ratio and area distribution had been increased and refined. • The fuselage mid-section cross-sectional area had been reduced • The cockpit canopy was reduced in cross-section with a near triangular cross-section • The cockpit and the side-mounted engine inlets were moved forward to reduce their sudden area build-up, or impact on the fuselage area. • The aft fuselage bustles (裙撑) were retained to avoid the rapid collapse of the cross-sectional area at the delta wing trailing edge. • It was able to fly at low supersonic speeds (M = 1.2).
机身外形参数对气动特性的影响
• θfc的影响
– θfc变大：摩擦阻力小，型阻增大，尾翼面积会增加； – θfc变小：摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小； – θfc的大小与着陆时着地角有关 。
长径比和上翘角的统计数据
机型 lf / df lfc / df θfc (deg)
单发螺旋浆双发螺旋浆 战斗机来自描述机身外形的相对参数
• 机身长径比： λ身 = L身 / d身 • 中机身长径比：λ中 = L中 / d中 • 头部长径比： λ头 = L头 / d头 • 尾部长径比： λ尾 = L尾 / d尾
机身外形参数对气动特性的影响
• 机身长径比λ身对阻力的影响
1）机身的压差阻力和波阻，随长径比增大而降低。
概念设计流程
设计
全机布局设计 No 机身外形初步设计 确定主要参数 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
初 步 方 案
方案分析与评估
分 系 统 发动机选择 机翼外形初步设计 尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案 重量特性 动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性 气动特性 性能评估 经济性分析 排放量 维修性
2）摩擦阻力随长径比有可能增加。 3）对应一定M数，存在一个最有利的长径比，使机身阻力系数最小。
关于长径比的大小
• 长径比过小意味机身形状短粗，阻力增加，但刚度好，有 利于实现机型系列化（机身加长）。 • 长径比过大，机身刚度不好，不利于系列化机型机身加长。
机身外形参数对气动特性的影响
头部长径比对阻力发散马赫数的影响
机场适应性 ……
分析
提 纲
• 机身设计的基本要求 • 机身外形的主要参数
• 机身外形参数对气动和结构的影响
• 面积律 • 民机的客舱布置 • 民机机身外形初步设计 • 机身外形的初步设计的步骤
机身设计的基本要求
• 装载要求：有足够大的内部容积
– 民机：乘客、机组、使用项目、行李、货物、系统安装。 – 军机：机组、发动机安装、武器……
Area ruling of F-102A airplane
Zero lift drag for the YF-102 and F-102A airplanes
The resulting change in drag from the YF-102 to the F-102 was about 25 counts
• 为使飞机在跨音速范围内的阻力最小， 飞机各个部件组合在一起的横截面积的 分布图形，应该相当于一个最小阻力的 当量旋成体图形。
（1）不考虑面积律要求 （a）机翼－机身组合体
（2）考虑面积律要求 （b）当量旋成体 （c）横截面积分布
•
按面积律的要求对飞机进行修形：
- 将机身中段收缩成蜂腰形 - 将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开
• 气动要求：气动阻力小 • 结构要求：有利于结构布置
– 机翼、尾翼安装 – 发动机（尾吊布局）
• 适航要求
－抗坠毁性
– 应急撤离
机身外形的主要参数
• 总长度：L身 • 最大横截面积S身和当量直径d身 • 上翘角 • 中机身长度 • 前机身长度 • 后机身长度 d身当量直径：
d身
4 S 身, max
•
应用例子 美国F102和B-58
- 我国Q-5型强击机和J-12歼击机
美国B-58飞机横截面积分布图
1－机身；2－机翼；3－内侧发动机短舱；4－挂架；
5－外侧发动机短舱；6－挂架；7－整流包皮；8－尾翼。
按面积律要求修形的效果
注：当＞1.5以后，效果就不显著
The famous application of the area rule
5 - 8
3.6 - 8 7 - 11
3 - 4
2.6 - 4 3 - 5
3 - 9
6 - 13 0 - 8
喷气旅客机 喷气公务机
6.8 - 11.5 7 – 9.5
1.8 – 4 2.5 - 5
11 – 16 6 - 11
面积律
• 面积律是研究飞机机体横截面积的分布 规律与波阻之间相互关系的理论。
F-106
• The F-102 configuration was completely redesigned incorporating a more refined, integrated area rule. • Further slimmed down by a reduced weapon bay capacity and shortened and repositioned engine air intake ducts, and powered by a fifty percent more powerful engine. • It was capable of routine Mach 2+ speeds.
– YF-102, F-102, F-106
YF-102
When it first flew , the prototype is unable to break the sound barrier
F-102
• The fuselage fineness ratio and area distribution had been increased and refined. • The fuselage mid-section cross-sectional area had been reduced • The cockpit canopy was reduced in cross-section with a near triangular cross-section • The cockpit and the side-mounted engine inlets were moved forward to reduce their sudden area build-up, or impact on the fuselage area. • The aft fuselage bustles (裙撑) were retained to avoid the rapid collapse of the cross-sectional area at the delta wing trailing edge. • It was able to fly at low supersonic speeds (M = 1.2).
机身外形参数对气动特性的影响
• θfc的影响
– θfc变大：摩擦阻力小，型阻增大，尾翼面积会增加； – θfc变小：摩擦阻力增大，型阻小，尾翼面积减小； – θfc的大小与着陆时着地角有关 。
长径比和上翘角的统计数据
机型 lf / df lfc / df θfc (deg)
单发螺旋浆双发螺旋浆 战斗机来自描述机身外形的相对参数
• 机身长径比： λ身 = L身 / d身 • 中机身长径比：λ中 = L中 / d中 • 头部长径比： λ头 = L头 / d头 • 尾部长径比： λ尾 = L尾 / d尾
机身外形参数对气动特性的影响
• 机身长径比λ身对阻力的影响
1）机身的压差阻力和波阻，随长径比增大而降低。