南航飞机结构设计习题答案_2
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 。
飞机机翼构造习题集及答案
飞机机翼构造习题集及答案一、四个选择题1. 机翼由以下哪些部分组成？- A. 前缘、后缘、缝翼- B. 主翼、辅翼、尾翼- C. 上翼表面、下翼表面- D. 前缘襟翼、后缘襟翼正确答案：A. 前缘、后缘、缝翼2. 机翼剖面的形状通常采用以下哪种类型？- A. 椭圆形- B. 矩形- C. 上凸形- D. 下凸形正确答案：A. 椭圆形3. 在机翼上，用来改变升力和阻力的设备是什么？- A. 襟翼- B. 缝翼- C. 扰流板- D. 风切线正确答案：A. 襟翼4. 以下哪种材料常用于机翼的构造？- A. 钢铁- B. 铝合金- C. 碳纤维- D. 木材正确答案：B. 铝合金二、两个简答题1. 请简要解释机翼结构的主要功能。
机翼结构的主要功能有：- 提供升力：机翼通过空气动力学原理产生升力，使飞机能够在空中飞行。
- 提供阻力：机翼在飞行过程中还会产生一定的阻力，起到制动和稳定飞行的作用。
- 改变升力和阻力：通过控制机翼上的襟翼、缝翼等设备，可以改变机翼的升力和阻力，从而实现飞机的控制和操纵。
2. 请简述机翼剖面形状的选取原则。
机翼剖面形状的选取原则主要考虑以下几个方面：- 升力性能：剖面形状对机翼的升力性能有重要影响，椭圆形剖面在一定速度范围内具有较好的升力性能。
- 稳定性：剖面形状对机翼的稳定性也有影响，合理的剖面形状可以提高飞机的稳定性。
- 阻力性能：剖面形状对机翼的阻力性能也需要考虑，较小的阻力可提高飞机的燃油效率和性能。
- 结构限制：剖面形状的选取还需考虑到实际结构的制造和安装难度，以及对飞机重量和强度的要求。
三、一道计算题1. 一个矩形机翼的翼展为20米，翼面积为150平方米。
求该机翼的平均弦长。
首先，根据翼面积公式，翼面积 = 翼展 ×平均弦长，可以得到平均弦长的计算公式为：平均弦长 = 翼面积 / 翼展带入已知数值，得到：平均弦长 = 150平方米 / 20米计算结果：平均弦长 = 7.5米四、两道解答题1. 请简要说明机翼的结构材料选择原则。
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。
南航大-复习题2.doc
1、下列不属于集中载荷的是：A.通过接头作用在机翼结构上的发动机载荷。
B.机翼结构上的起落架载荷。
C.机体表面的气动载荷。
D.机体与机翼连结处的载荷。
2、飞机结构的适航性要求包括了：A.结构的强度、结构的刚度、结构的稳定性、结构的疲劳特性。
B.结构的强度、结构的刚度、结构的比强度、结构的比刚度。
C.结构的比强度、结构的比刚度、结构的稳定性、结构的疲劳特性。
D.结构的强度、结构的刚度、结构的稳定性、结构的可靠性。
3、飞机结构件中：A.重要结构项目是指一旦破坏，会破坏飞机结构完整性，但不会危及飞行安全。
B.根据结构件失效后对飞机的安全性造成的后果分类。
C.机身与机翼连接部位的整流蒙皮属于重要构件。
D.机翼与副翼的连接构件属于一般构件。
4、关于应力和应变，一下说法正确的是：A.结构件截面上所受的内力叫做应力。
B.应力的基本形式有拉应力和压应力。
C.正应力是拉应力和压应力的统称。
D.正应力是平行于所取截面的应力，剪应力是垂直于所取截面的应力。
5、下列说法正确的是：构件变形形式基本有5种:拉伸、压缩、剪切、扭转和弯曲。
B.内力与引起内力的外载荷大小相等，方向一致。
C.使构件两个相距很近的截面发生相对移错动的变形称为扭转变形。
D.在垂直尾翼气动力的作用下，后机身截面承受弯矩。
6、下列关于杆件和梁元件的说法错误的是：A.与杆件相似的梁元件可以承受垂直梁轴线方向载荷的作用。
B.与横截面尺寸相比，长度尺寸比较大的元件称为杆件。
C.杆件主要承受沿杆件轴线的作用力。
D.梁的缘条主要承受剪切产生的剪应力。
7、飞机结构件中：A. 发动机吊挂、操纵面安装支架属于杆系结构。
B. 缘条和腹板组成的机翼大梁和一类属于空间薄壁结构。
C. 机翼、机身属于平面薄壁结构。
D. 空间薄壁结构中的板件和杆件在载荷的作用下会改变原来的受力特点。
8、飞机结构的机械连接中：A.通过紧固件的结构组装都是可拆卸型连接。
B.钏钉和高锁螺栓属于可拆卸紧固件。
飞机结构与系统作业题与答案汇编
飞机结构与系统作业1单项选择题第1题液流通过的过滤介质具有相当的厚度，在整个厚度内到处都能吸收污物，这种滤芯属于_______。
A、表面型滤芯B、深度型滤芯C、磁性滤芯答案：B第2题飞机外载荷根据作用性质分为静载荷和_____。
A、集中载荷B、分布载荷C、突风载荷D、动载荷答案：D第3题飞机结构能够承受极限载荷至少_____而不破坏。
A、1SB、2SC、3SD、4S答案：C第4题扭矩的大小等于载荷乘以载荷到_____的距离。
A、刚轴B、原点C、圆心D、交点答案：A第5题燃油中的氮、氧、硫、磷等物质为细菌提供了生存基础，水分提供了环境，最佳生长温度是25～_____℃。
A、10B、20C、30D、40答案：C第6题供油顺序是首先使用_____。
A、翼尖油箱B、中央油箱C、后部油箱D、前部油箱第7题燃油本身溶解出_____。
A、水B、酒精C、燃油D、润滑剂答案：A第8题在现代飞机液压源系统中，中低压系统多用齿轮泵，对于高压系统一般采用_____。
A、叶片泵B、齿轮泵C、柱塞泵D、离心泵答案：C第9题下列哪项不属于溢流阀的应用，_____。
A、安全阀B、减压阀C、定压阀D、节流阀答案：B第10题在无裂纹的基础上，当结构在疲劳载荷作用下出现宏观的可检裂纹时，结构的_____终结了。
A、寿命B、安全寿命C、使用时间D、工作年限答案：B判断题第11题与横截面尺寸相比长度尺寸比较小的元件称为杆件。
答案：错误第12题承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内。
答案：正确第13题铆接是可拆卸型连接。
答案：错误第14题年检和100H检查前都要对飞机进行彻底的清洁。
答案：正确第15题飞行中，如左右机翼油箱出现不均衡时，易导致飞机失去平衡。
此时应关闭交输活门。
第16题水分对燃油系统的影响是增加静电危害。
答案：错误第17题液压泵工作是靠密封工作腔的容积来吸油和压油。
答案：正确第18题提高航空燃油的导电率可以抑制静电的发生。
飞机构造模拟试题及答案
飞机构造模拟试题及答案一、单项选择题（每题2分，共20分）1. 飞机的机翼通常采用什么形状？A. 圆形B. 椭圆形C. 矩形D. 流线型答案：D2. 飞机的起落架在起飞和降落时起到什么作用？A. 提供动力B. 稳定飞机C. 增加升力D. 减少阻力答案：B3. 飞机的发动机通常安装在哪个位置？A. 机翼下方B. 机翼上方C. 机身尾部D. 机身中部答案：D4. 飞机的尾翼主要起到什么作用？A. 提供升力B. 提供动力C. 控制方向D. 减少阻力5. 飞机的襟翼在飞行中起到什么作用？A. 增加升力B. 减少阻力C. 增加动力D. 减少升力答案：A6. 飞机的副翼主要控制飞机的哪个方向的运动？A. 上下B. 左右C. 前后D. 旋转答案：B7. 飞机的垂直尾翼主要控制飞机的哪个方向的运动？A. 上下B. 左右C. 前后D. 旋转答案：D8. 飞机的液压系统主要用于什么？A. 驱动发动机B. 控制飞行姿态C. 提供照明D. 调节温度答案：B9. 飞机的雷达系统主要用于什么？B. 通信C. 监测天气D. 探测障碍物答案：D10. 飞机的黑匣子记录了哪些信息？A. 飞行数据B. 乘客名单C. 机务维护记录D. 飞行员对话答案：A二、填空题（每题2分，共20分）1. 飞机的机翼通常采用_______形状，以提供最大的升力。
答案：流线型2. 飞机的起落架在起飞和降落时起到_______作用。
答案：稳定3. 飞机的发动机通常安装在_______。
答案：机身中部4. 飞机的尾翼主要起到_______作用。
答案：控制方向5. 飞机的襟翼在飞行中起到_______作用。
答案：增加升力6. 飞机的副翼主要控制飞机的_______方向的运动。
答案：左右7. 飞机的垂直尾翼主要控制飞机的_______方向的运动。
答案：旋转8. 飞机的液压系统主要用于_______。
答案：控制飞行姿态9. 飞机的雷达系统主要用于_______。
《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。
飞机结构设计 第2章 飞机的外载荷
2.2.5 非质心处质量的过载
n y = n y 0 ± Δn y = n y 0 ± Δa y / g = n y 0 ± ε z x g nx = nx 0 ± Δnx = nx 0 ± Δax / g = nx 0 ± ϖ x g
2 z
图2.7与飞机质心不重合的各点上的过载
图2.7与飞机质心不重合的各点上的过载
垂直俯冲
T − X − (G − N x ) N x − G = = nx = G G G
特例：自由坠落情况
2.2.3 水平面内的曲线飞行(正常布局)
如知道γ
∑Fn=0
G V 2 ⋅ Y sin γ = N = g R
∑Fv=0
Y cos γ = G
Y 1 ny = = G cos γ
1 如果用过载仪测出ny，也就知道γ，cos γ = ny
⎡ V 2 ⎤2 n y = ⎢1 + ⎥ ⎣ gR ⎦
1
2.2.4 最大过载ny max
n y max
Ymax ρ HV = = c y max 2 G
2 max
1 G/S
1 = f (c y max , H , Vmax , ) p
式中：p=G/S
Cymax 1.2
0.4
M
H
Vmax
V
最大过载nmax的选取与飞机性能、设备 性能和人的生理机能等均有关 nmax愈大，机动性愈好；但nmax增大使 结构受力增大，结构重量也增加，反过来又 影响整个飞机的性能 nmax↑，各种设备的惯性力↑，而很多 设备对惯性力的承受也有限度，∴nmax↑对 设备的要求也相应提高 人对nmax的承受能力也有限
第2章
飞机的外载荷
南京航空航天大学 飞机设计技术研究所
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 。
南京航空航天大学飞行器 结构力学 课后习题答案 第2章
第二章薄板的弯曲2-1 写出2-1图所示矩形薄板的边界条件。
OA为简支边，并作用有分布的弯矩M。
BC边为固支边，OC边为简支边。
AB边为自由边。
Mx解：OA边：wx00；2w2w2wD(2u2)D2x yx0xMx0x0MyOC边：wy00；y02w2w2wD(2u2)D2y xy0yy0BC边：wx a0；wxx aAB边：Myy b2w2w D(2u2)0y xy b Myx x)y b(Qy3w3w D[3(2u)2]0y x yy b2-2 如图2-2所示，矩形薄板OA边和OC边为简支边，AB和BC为自由边，在点B受向下的横向集中力P。
试证w mxy可作为该薄板的解答，并确定常数m、D(2u2)＝0y xy0OA边上：wx02w2w0；D(2u2)＝0x yx02w2w3w3w0；D[3(2u)2]0 AB边上：D(2u2)y xy b y x yy b2w2w3w3w0；D[3(2u)]0 BC边上：D(2u2)x yx a x x y2x a2w)2D(1u)m P 在B点上：2D(1u)(x yx a,y bm P 2D(1u)所以w Pxy 2D(1u)2w2w2w2wMx D(2u2)0；My D(2u2)0；y x x yMxy2wP D(1u)；Qy D2w0 Qx D2w0；x y2y x2wRA2D(1u)()P RC；RO P x yA2-3 有一矩形薄板，边长为a和b。
若其挠度函数为w=Cxy(a-x)(b-y)，求该薄板受什么样的载荷和边界的支持条件。
解：w Cxy(a x)(b y)Cabxy Caxy2Cbx2y Cx2y2 w Caby Cay22Cbxy2Cxy2；xw Cabx2Caxy Cbx22Cx2y；y2w2w222Cax2Cx2Cby2Cy；；22y x4w4w4w4C；40；40 x2y2x x由4w q/D24C q/D q8CDx0时：wx00；w x0不是固支边，是简支边x0(Mx)x02w D2x2CD(y2by)Mxx0x a时：wx a0；w x0不是固支边，是简支边x a(Mx)x a2w D2xwy2CDy(b y)Mx x ay0时：wy00；0不是固支边，是简支边y0(My)y02w D2y2CDx(a x)Myy0y b时：wy b0；w y0不是固支边，是简支边y b(My)y b2w D2y2CDx(a x)Myy b2-5 四边简支正方形薄板，边长为a，在板中点受横向载荷P，试求最大挠度。
南航飞机结构设计习题答案_4
4-1 机翼中的梁由腹板和缘条构成，它与机身是固接连接。
其中，翼梁的缘条通过自身的拉伸和压缩承受机翼的弯矩，腹板受剪，它传递机翼所受的横向剪力，同时翼梁腹板和机翼蒙皮形成闭室承受扭矩。
机翼中纵墙的缘条较弱，与机身是绞接连接，它与机翼蒙皮形成闭室承受机翼扭矩引起的剪切，并将剪力传递到固定接头上。
4-10 单块式机翼中蒙皮和桁条组成整体壁板承受机翼的弯矩，长桁要参与机翼的总体受力，因此其截面尺寸大，而梁式机翼中的长桁用于增加蒙皮的稳定性，不参与机翼的总体受力，但和蒙皮一起将气动载荷传给翼肋，因此截面尺寸较小。
4-11 在机翼和其它部件（起落架支柱、发动机、副翼及机翼上其它活动部分的悬挂接头）的连接地方，需要把这些部件传来的集中力和力矩传递到机翼的大梁和蒙皮上，在机翼纵向构件轴线转折处需要重新分配壁板和腹板上的载荷，在机翼对接处和大开口处传递总体载荷的地方都需要布置加强肋。
4-12 机翼的上蒙皮和关联长桁主要受压，其失效模式主要是总体和局部失稳，而机翼的下蒙皮和关联长桁主要受拉，其失效模式主要是应力集中部位的疲劳断裂。
4-31 980150010*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==+=yQ 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==+=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 M310*5300010*5)(5811===l GJ K t t 310*2150010)(6922===l GJ K t t 17100172111==+=y Q Q Q Q K K K Q 17160017162122==+=yQ Q Q Q K K K Q 100052111==+=M K K K M M M M 4000542122==+=M K K K M M M M 652111==+=t t t t t M K K K M 24542122==+=t t t t t M K K K M。
现代飞机结构综合设计课后题答案
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）（2）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=520Km/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ny(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重G＝300kg，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及b方向(1kgf＝9.8N)。
解答：（1）①②由①与②得（非加力）（加力）（2）6．飞机处于俯冲状态，当它降到H＝2000m时(=0.103kg／m3。
)遇到上升气流的作用(题图。
已知飞机重量G=5000kg，机翼面积S=20 m2，。
此时的飞行速2.7)，求此时飞机的ny度V=540 km／h，航迹半径r=8.00m，y轴与铅垂线夹角600，上升气流速度u＝10 m／s ,突风缓和因子K=0.88。
解答：①② ===3 0.125KN③==G④＝-3作曲线飞行，同时绕飞机重心以角加速度 3.92rad／s2转动,转动方向7．飞机以过载ny＝1000kg，发动机重心到全机重心距离l＝3m，发动机绕本如(题图2.8)所示。
若发动机重量GE身重心的质量惯性矩I＝1200 N·m·s2，求Z0(1) 发动机重心处过载系数nyE(2) 若发动机悬挂在两个接头上，前(主)接头位于发动机重心处，后接头距发动机重心0.8m，求此时发动机作用于机身结构接头上的质量载荷(大小、方向)。
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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 =+ gR
v G N n y
y 2
11-=-= 02.01000
*8.9)6.3/360(12
-=-=y n
或
y N G Y =+ 112
-=-=gR
v G N n y
y
02.011000
*8.9)6.3/360(2
=-=y n
B 点：
y N G Y += gR
v G N n y
y 2
11+=+=
02.21000
*8.9)6.3/360(12
=+=y n
2-02 （1）发动机重心处的过载系数
2.18
.93
*92.3==
=
∆g
L
n 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==⨯-=-
470.4470.41.0
M N kg l -=
==- (1)(1)/470.4/470.4A B
N 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 B
N kg N kg
=-=-=-=-
(1)(2)
(1)
(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B B
B
N N N kg
N 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
=-==-=-
2-03
θcos G N Y y =+ gR
v n y 2
cos -=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
-=gR
v 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 =+=
2-04
G N Y y += 08.51000
*8.9)6.3/720(112
2=+=+=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(2
max 2
min
==-=
2-05
⎩⎨⎧==R
mv Y G Y /sin cos 2γγ γcos 1=y n y n 1cos =γ 2
1
1sin y n -=γ gR v n y
/12
2=- gR
v tg 2
=γ
不加力状态：
24.31))690*8.9/()6.3/520((1)/(2222max =+=+=gR v n y
086.3690
*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 y
52.4680
*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 ===
2-06
81.34*902.0*22.5*8.96
.111/39200*2/2===
b gC S G H y g ρμα
368.081
.33.581
.3*88.03.588.0=+=
+=
g
g w K μμ
15.8368.0*6
.111/39200*220
*145*902.0*22.51/21=+
=+
=w y y K S
G UV C n ρα
2-07
x
β
y
u
2cos 1
0==
βy n 608.32940
*2)6.3/900(60sin *20*225.1*4/2===∆ S G UV
C n y y ρα
608.50=∆+=y y y n n n
2-08
37.2)800*8.9/()6.3/540(5.0/cos 2
20-=-=-=gR v n y θ
612.088.0*20
/8.9*5000*26
.3/540*5.0*10*01.1*5.4/2==
=
∆K S
G UV C n y y ρα
76.1612.037.2-=+-=y n
2-09
2.58
.9*82001000
*)4.78147643(=--=--=
G Y Y Y n tm te w y
2/16.412.4*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
σ
ση]
[=
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。
由于现行航空材料的破坏强度b σ与结构屈服强度2.0σ之比值一般均小于1.5，所以一般只考虑设计载荷下的剩余强度即可。