翼载荷
飞行器翼面载荷分布的模拟与计算
飞行器翼面载荷分布的模拟与计算在航空航天领域中，机翼是飞行器的核心部件之一。
对于机翼的设计来说，必须考虑到其在飞行中所承受的各种载荷，如重力、升力、气动力等。
因此，正确地模拟和计算机翼载荷分布对于保证飞行器的安全、性能和效益至关重要。
机翼的载荷分布是机翼发挥功能的关键，它直接影响着机翼的结构和稳定性。
因此，在研究和设计机翼时，必须准确地模拟和计算机翼的载荷分布。
这通常需要使用复杂的数学模型和计算工具来完成。
对于机翼载荷分布的模拟和计算，一种常用的方法是有限元法。
有限元法是一种数学计算方法，可以将一个大型、复杂的问题分解成许多小的、简单的问题。
这样做可以减轻计算的负担并提高计算的精度。
有限元法的基本思想是将复杂的结构分成许多小的部分，或称为有限元，然后用简单的方程来描述每个有限元的行为。
通过这种方法，整个结构就可以分解成许多简单的模型，每个模型都可以通过简单的数学运算来计算。
在使用有限元法进行机翼载荷分布的模拟和计算时，首先需要进行结构建模。
机翼的结构建模需要考虑到机翼的形状、大小、材料和组成。
建模后，需要进行载荷分析，将外部载荷作用于机翼上，并分解成各个部分的载荷分布。
随着计算机技术的不断提高，计算软件的应用也越来越广泛。
目前，有许多计算软件可以用于机翼载荷分布的模拟和计算。
这些软件通常包括有限元分析软件、CAD软件、CFD软件、MATLAB等。
其中，有限元分析软件是应用最广泛的计算工具之一，可以实现各种类型的机构结构的分析和优化设计。
在进行机翼载荷分布的模拟和计算时，需要考虑到机翼的几何参数、材料力学参数、载荷类型和气动系数等因素。
在应用有限元法进行机翼载荷分布模拟和计算时，需要先对机翼进行探测和试验验证，然后再采用得到的数据进行建模和计算。
这样做可以保证计算结果的准确性和可靠性。
除了有限元法外，还可以采用其他方法进行机翼载荷分布模拟和计算。
例如，可以使用CFD方法进行流场仿真，在此基础上进一步计算机翼的载荷分布。
飞机总体设计概略
新飞机的研制分成五个阶段：(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) 生产定型阶段论证阶段任务：研究新飞机设计的可行性，包括技术可行性和经济可行性。
方案阶段任务：根据批准的《某型飞机战术技术要求》设计出可行的飞机总体技术方案。
主要工作内容：★确定飞机布局形式、总体设计参数★选定动力装置、主要系统方案及主要设备★机体主要结构材料和工艺分离面等★形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力系统图★进行重心定位、性能、操稳计算，结构强度和刚度计算★提出对各分系统的技术要求★最终要制造出全尺寸的样机或绘制电子样机，进行人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护检查。
对飞机而言，此阶段即为飞机总体设计阶段工程研制阶段任务：根据方案阶段确定的飞机总体技术方案，进行飞机的详细设计、试制、地面试验、试飞准备等。
工程研制阶段的最终成果是试制出供地面和飞行试验用的原型机4~10架，并制定试飞大纲和准备好空、地勤人员使用原型机所需的技术文件，具有进行试飞所必需的外场保障设备设计定型阶段新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。
调整试飞、鉴定试飞、定型试飞在其整个寿命期内，机上设备和发动机的更换是必然的，这往往称为寿命中期改进战术技术要求是军用飞机型号研制的重要技术文件，其既是型号研制的依据，又是该型号国家定型验收的依据。
提出战术技术要求的依据通常有四个方面：(1) 对未来战斗的设想和本国的战略战术思想；(2) 空军在未来战争中的任务和战术使用原则；(3) 部队的使用经验和失败教训；(4) 技术上实现的可能性。
制定战术技术要求的基本问题是如何正确处理需要与可能的关系，即新机的战术技术要求既要满足适用性、先进性和系统性的要求，又要符合合理性、现实性和经济性的要求。
战术技术要求的具体内容为：(一) 使用要求(二) 作战效能要求(三) 主要性能指标要求，(四) 研制的主要地面试验(五) 飞行试验干线运输机一般指客座数大于100、满载航程大于3000km以上的大型客货运输机满客航程大于6000~7000km的称为中/远程干线运输机，常用于国际航线上。
1-2 机翼载荷与机翼、尾翼结构
§1-2 机翼载荷与结构形式
航空器系统与动力装置
1.2.2 机翼载荷、变形及结构布置特点 翼剖面的三心及机翼的压力中心线、 重心线及刚心线
§1-2 机翼载荷与结构形式
航空器系统与动力装置
1.2.2 机翼载荷、变形及结构布置特点 机翼外载荷及总体结构布置特点： 机翼气动载荷、机翼结构质量力从翼尖到翼根逐渐 增大。 在有集中力作用的剖面，结构进行了加强。 在机翼上安装部件、设备等，在飞行中有减小机翼 根部内力的作用，即“卸载作用”。
§1-2 机翼载荷与结构形式 航空器系统与动力装置
水平安定面与升 降舵合二为一的 尾翼。 作用：提高飞机 的俯仰操纵效率
§1-2 机翼载荷与结构形式
航空器系统与动力装置
本节小结
基本概念：
内外混合副翼、襟副翼、副翼反操纵、全动平尾
主要问题：
●飞机机体结构组成部件及总体结构特点。 ●机翼的功用，机翼外载荷的种类、机翼结构总 体布置特点。 ●机翼基本组成构件和金属蒙皮机翼典型结构型 式。 ●民用飞机副翼、增升装置的型式。 ●尾翼的功用、组成、民用飞机尾翼的典型配置。
增升装置包括：
前缘襟翼（leading edge flaps） 前缘缝翼（leading edge slats） 后缘襟翼（trailing edge flaps）
后缘襟翼典型型式：
简单式襟翼 富勒式襟翼 分裂式襟翼 开缝式襟翼
§1-2 机翼载荷与结构形式
航空器系统与动力装置
1.2.5 增升装置布置
§1-2 机翼载荷与结构形式
航空器系统与动力装置
1.2.3 机翼基本组成构件、机翼结构型式
（一）基本组成构件
翼梁、桁条、翼助、蒙皮
§1-2 机翼载荷与结构形式 航空器系统与动力装置
飞行器设计与工程基础知识单选题100道及答案解析
飞行器设计与工程基础知识单选题100道及答案解析1. 飞行器设计中，以下哪个参数对升力影响最大？（）A. 机翼面积B. 飞行速度C. 空气密度D. 机翼形状答案：D解析：机翼形状直接决定了气流的流动状态，从而对升力产生最大的影响。
2. 飞机的稳定性主要取决于（）A. 重心位置B. 机翼位置C. 发动机推力D. 机身长度答案：A解析：重心位置直接影响飞机的俯仰、横滚和偏航稳定性。
3. 以下哪种材料在飞行器结构中应用广泛，因为其强度高且重量轻？（）A. 铝合金B. 钢铁C. 塑料D. 木材答案：A解析：铝合金具有较高的强度和较低的密度，适合用于飞行器结构。
4. 飞行器的操纵面主要包括（）A. 升降舵、方向舵和副翼B. 机翼、尾翼和机身C. 发动机、起落架和座舱D. 雷达、导航和通信设备答案：A解析：升降舵控制俯仰，方向舵控制偏航，副翼控制滚转。
5. 飞机在飞行过程中，克服阻力的主要方式是（）A. 减小机翼面积B. 提高飞行速度C. 优化机身外形D. 增加发动机功率答案：C解析：优化机身外形可以减小阻力。
6. 以下哪种飞行原理主要应用于直升机？（）A. 伯努利原理B. 牛顿第三定律C. 浮力原理D. 相对性原理答案：B解析：直升机的升力产生主要依据牛顿第三定律，通过旋转的桨叶对空气施加向下的力，从而获得向上的反作用力。
7. 飞行器的飞行高度主要取决于（）A. 发动机性能B. 大气压力C. 飞行员技术D. 机翼载荷答案：A解析：发动机性能决定了飞行器能够达到的高度。
8. 在飞行器设计中，减小诱导阻力的方法是（）A. 增加机翼展弦比B. 减小机翼面积C. 降低飞行速度D. 增加机翼厚度答案：A解析：增加机翼展弦比可以减小诱导阻力。
9. 以下哪种飞行器的速度最快？（）A. 客机B. 战斗机C. 侦察机D. 航天飞机答案：D解析：航天飞机在太空中飞行，速度远高于其他选项中的飞行器。
10. 飞行器的翼型通常设计成（）A. 对称型B. 上凸下平型C. 上平下凸型D. 双凸型答案：B解析：上凸下平型的翼型能够产生较大的升力。
飞机基本参数数据
飞机基本参数数据飞机基本参数数据是指描述飞机性能和特征的关键数据，它们对于飞机设计、性能评估和飞行操作至关重要。
以下是关于飞机基本参数数据的详细描述：1. 机型和创造商：飞机的机型和创造商是惟一标识一个特定飞机的重要信息。
例如，波音787 Dreamliner是由波音公司创造的一种远程宽体客机。
2. 最大起飞分量（MTOW）：最大起飞分量是指飞机在起飞时所能承受的最大分量，包括飞机本身的分量、燃料、乘客、货物和行李等。
MTOW对于飞机的性能和起飞限制至关重要。
3. 最大着陆分量（MLW）：最大着陆分量是指飞机在着陆时所能承受的最大分量。
与MTOW相比，MLW通常要低一些，以确保飞机在着陆时的安全性能。
4. 最大巡航速度：最大巡航速度是指飞机在巡航阶段所能达到的最高速度。
这个速度通常是飞机设计的最大速度，也是飞机在巡航时的标准速度。
5. 最大航程：最大航程是指飞机在满载燃料的情况下所能飞行的最远距离。
这个参数对于远程飞行和航班计划至关重要。
6. 机翼展展长（Wingspan）：机翼展展长是指飞机机翼展开时的最大距离。
它对于机场地面操作和停机坪空间需求有重要影响。
7. 机身长度（Length）：机身长度是指飞机从前部至尾部的总长度。
这个参数对于机场停机坪和机库的空间需求以及飞机的机舱容量有重要影响。
8. 最大乘客载量：最大乘客载量是指飞机所能容纳的最大乘客数量。
这个参数对于航空公司的运营和航班计划至关重要。
9. 最大货物载量：最大货物载量是指飞机所能容纳的最大货物分量。
这个参数对于货运航空公司和货物运输需求至关重要。
10. 燃油容量：燃油容量是指飞机所能携带的燃油的最大容量。
这个参数对于航班的航程规划和燃油消耗的评估至关重要。
11. 发动机推力：发动机推力是指飞机发动机所能产生的推力大小。
推力越大，飞机的加速性能和爬升性能就越好。
12. 最大升限：最大升限是指飞机能够达到的最高飞行高度。
这个参数对于飞机的性能评估和航班计划至关重要。
固定翼无人机设计及性能分析
固定翼无人机设计及性能分析随着科技的不断进步，无人机已逐渐成为现代社会中重要的工具。
而固定翼无人机由于其稳定性和长时间飞行的特点，成为无人机设计中最主要的类型之一。
本文将讨论固定翼无人机的设计要素以及性能分析。
一、固定翼无人机的设计要素1. 机身结构固定翼无人机的机身结构对其飞行性能和稳定性有着重要影响。
一般情况下，机身采用轻质复合材料或铝合金制造，以减轻无人机的重量。
此外，机身的流线型设计和翼型的选择也需要考虑到空气动力学特性，以提高飞行效率和稳定性。
2. 翼展和翼载荷翼展和翼载荷是固定翼无人机的重要设计要素。
翼展决定了无人机的机翼气动特性，较大的翼展通常具有较好的升力性能和稳定性。
而翼载荷则与无人机的飞行任务密切相关，不同的任务需要不同的翼载荷配置，以实现最佳性能。
3. 推力和动力系统推力和动力系统是固定翼无人机的关键设计要素。
一般情况下，推力可以通过内燃机、电动机或者喷气式发动机来提供。
选择合适的动力系统需要考虑到无人机的重量、速度和续航能力等因素，以满足飞行任务的要求。
4. 载荷和传感器无人机的载荷和传感器系统是其应用领域的重要部分。
不同的任务需要搭载不同类型的载荷和传感器，如高清摄像机、红外传感器、多光谱相机等。
合理的载荷和传感器配置能够提高无人机的任务执行能力和数据收集效率。
二、固定翼无人机的性能分析1. 飞行性能固定翼无人机的飞行性能包括速度、续航时间和载荷能力等。
速度取决于动力系统的选取和外部环境的条件，续航时间则与飞机重量、动力系统的效率以及可以携带的燃料量有关。
载荷能力则取决于机身结构和翼载荷等设计要素。
2. 遥感能力固定翼无人机在农业、环境保护、测绘等领域有着广泛的应用。
它可以搭载高分辨率摄像机、红外传感器等设备，对地面进行精确测量和数据采集。
优化遥感能力是提高固定翼无人机性能的关键。
3. 协同作战能力固定翼无人机还可以搭载武器系统，具备协同作战能力。
这种能力可以极大地提高作战的灵活性和效果，减少风险。
飞机主要参数的确定
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气运输机 喷气公务机
CL,max 1.3 - 1.9 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.2 - 1.8 1.4 – 1.8
CL,max,TO 1.3 - 1.9 1.2 - 2.0 1.4 - 2.0 1.6 – 2.2 1.6 – 2.2
CL,max,L 1.6 - 2.3 1.6 - 2.5 1.6 - 2.6 1.8 – 2.8 1.6 – 2.6
注：CL,max,TO和CL,max,L与襟翼的类型有关， CL,max,TO（或CL,max,L）越大，襟翼越复杂
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航空宇航学院
• 标准大气的参数
参数：大气压，温度，密度
H=0时： P0 = 101.325（ Kpa）, T0 = 15oC, ρ0 = 1.225 kg/m3
H < 11000 (m):
Aircraft Type
T/W
Twin
0.3
Tri-jet
0.25
4-Engine
0.2
Twin Exec. Jet
0.4
SST
0.4
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航空宇航学院
对比分析法
1. 求出在飞行过程中的相对燃油消耗量 m油
L = 1020 KM 巡 ⋅ m油 Ce平均 1 − m油
（km）
其中：L和M巡航由设计要求给定，K和Ce平均由统计数据得出。
• 最大升限
对于喷气式发动机： H < 11000（M） 时
H max = 57.82 ⋅{1− 0.996[K maxξ (T /W )]−0.205}
（km）
H > 11000（M） 时 H max = 57.82 ⋅{1− 0.965[Kmaxξ (T /W )]−0.174}
翼载荷与失速速度、起飞速度的大致推算
翼载荷与失速速度、起飞速度的大致推算1、翼载荷与失速速度实际失速速度会随载荷的变化而改变。
1g失速速度（VS1g）和FAR失速速度（VSFAR），是指通过在翼型、机翼水平、起落架型态、飞机重量和重心位置一定的情况下经试飞得到，并作为该机型计算各种保护速度的标准。
它们在相应机型中都用VS来表示。
1g失速速度（VS1g）和FAR失速速度（VSFAR）分别是在载荷因子为1和小于1的条件下测得，也就是说实际飞行只有不但要严格满足测试此失速速度机体型态、重心位置、重量等要求，而且还必须严格保持平飞才不至于在此速度失速。
实际飞行状态和载荷因子、高度的改变会影响失速速度值。
* 载荷因子和平飞失速速度的关系：根据升力公式推得机动飞行失速速度V机动和同机型的平飞失速速度VS的关系为：V机动= √nyVSny：机翼载荷因子结论：不同飞行状态下的失速速度是平飞失速速度的√ny倍。
即飞机水平转弯或盘旋时，坡度增加、机翼载荷因子增加、对应实际飞行状态下的失速速度增加。
下表列出了盘旋转弯坡度、机翼载荷因子和平飞失速速度的对应关系转弯坡度0度15度25度30度40度45 度53度60度翼载荷因子 1 1.04 1 1 1.16 1.3 1.41 1.69 2平飞失速速度VS盘旋失速速度1VS 1.02VS 1.04VS 1.1VS 1.VS 1.2VS 1.3VS 1.4VS从上图看出，不同坡度导致不同翼载因子，又导致产生不同的失速速度。
为实际使用方便，为防止飞机机动失速，一般规定飞行中飞机的最小机动（选择）速度VLS,是目前情况下平飞失速速度VS的某一倍数。
如VLS=1.3VS意味着以此VLS速度飞行，当坡度达到50度时飞机开始接近失速。
2、翼载荷与起飞速度经过推导，最终公式为（海拔为0的情况下）：V = √（10X翼载荷) 其中，翼载荷单位为千克/平方米，速度单位为米/秒，用10做参数时，可以认为是失速速度。
V = √（12.3X翼载荷) 其中，翼载荷单位为千克/平方米，速度单位为米/秒，用12.3做参数时，可以认为是起飞速度。
飞机机翼载荷计算
飞机机翼载荷计算简介本文档旨在介绍飞机机翼载荷计算的方法和步骤。
载荷计算是飞机设计过程中的重要环节，它能确保机翼在不同飞行阶段和条件下的安全运行。
载荷种类飞机机翼所承受的载荷主要包括以下几种：1. 静载荷：包括重力、惯性力等。
2. 动载荷：主要指在飞行过程中由于气流或风荷载导致的荷载。
3. 疲劳载荷：由于不断的飞行循环，机翼会受到循环荷载的作用。
载荷计算方法飞机机翼载荷的计算通常分为以下几个步骤：1. 飞机重量计算：首先需要计算飞机的重量，包括空机重量、燃油重量、载客及货物重量等。
2. 集中载荷计算：根据飞机设计要求和运营需求，确定机翼所受的集中载荷，如起落架重量、引擎重量等。
3. 分布载荷计算：根据飞行阶段和条件，计算机翼所受的不同位置的分布载荷，如气流力、风荷载等。
4. 结构载荷计算：根据机翼结构设计要求，计算机翼所受的结构载荷，如弯曲力、剪切力等。
5. 疲劳载荷计算：根据机翼使用寿命和循环次数要求，计算机翼所受的疲劳载荷。
注意事项在进行机翼载荷计算时，需要注意以下几点：- 计算所使用的载荷数据应为可靠的数据，不能引用无法确认的内容。
- 选择适当的计算方法和模型，确保计算精度和可靠性。
- 定期检查和评估机翼的结构状态，防止疲劳破坏和结构失效。
- 遵循相关的飞机设计规范和法规要求，确保机翼的安全性和合规性。
结论飞机机翼载荷计算是飞机设计中的重要环节，它能保证机翼在不同飞行条件下的安全运行。
通过合理选择计算方法和模型，并注意相关的注意事项，可以确保机翼承受的载荷在安全范围内。
航空气象知识点
第1-4章选择填空，名词解释；5、6章简答选择 10个（20分）；填空 10个（20分）；名词解释 15分；电码翻译 30分；简答 10个（30分）第一章大气的状态及运动1、本站气压：气象台气压表直接测得的气压。
由于各测站所处地理位置及海拔高度不同，本站气压常有较大差异。
2、场面气压：指航空器着陆区（跑道入口端）最高点的气压。
场面气压也是由本站气压推算出来的，为了准确计算飞机起降时相对于跑道的高度。
3、场面气压高度：指飞机相对于起飞或着陆机场跑道的高度。
在起飞和着陆阶段为了使气压高度表指示场面气压高度，需按场压来拔正气压式高度表，使得高度指针位于零值刻度。
4、测高仪表：无线电高度表、气压式高度表无线电高度表：测高原理：天线向地面发射无线电波，经地面反射后，再返回飞机。
测高是测量电波往返传播的时间Δt。
特点：较精确地测得飞机距地表的距离，对地形变化敏感，既是优点也是缺点。
用途：①用于校正仪表②复杂气象条件下的飞机起飞和着陆气压式高度表：高灵敏度的空盒气压表注意：高度表刻度盘是在标准大气条件下按照气压随高度的变化规律而确定的。
含义：在标准海平面上（气压为1个标准大气压）高度值为零。
5、理想气体状态方程气温、气压和空气湿度的变化都会对飞机性能和仪表指示造成影响，这种影响主要是通过它们对空气密度的影响实现的：6、密度高度指飞行高度上的实际空气密度在标准大气中所对应的高度。
密度高度表示了密度随高度变化的特征。
密度高度对飞行的影响：低密度高度能增加飞机操纵的效率；高密度高度则降低飞机操纵的效率。
飞机操纵的效率：指飞机的操作性能，这种操作性能受大气密度影响很大。
机翼的升力（或螺旋桨的推力）受其周边的空气速度和空气密度所影响，在高密度高度的地区，需要额外的动力来弥补薄空气的不足，升力下降，发动机功率下降，喷气发动机的推力下降，飞机性能变坏且起飞和降落的距离加长，上升率和升限也降低。
根据实测结果，当气压维持不变，气温每升高10℃，起飞所需跑道长度增加13%，落地增加5%；反之亦然。
机翼载荷气动弹性修正方法简介
（ ８ ） 流动是有势 的； 线性处理 ； 惯性载荷不变 。 ｆ ｂ ） 影响系数及加 载点坐标取 变形前 。 （ ｃ ） 不考虑弦向变形及弦 向压心变化 。 只考虑迎角的变形 。
（ ｄ ） 将机翼结构 简化为 弹性悬臂 梁。
得结果
｛ △ ｅ ｝ ＝ ［ ｓ － ｒ ｆ × ［ ‰】 ＋ ［ ｓ － ｒ ｆ ｘ ［ ｓ ｊ ｘ ｛ Ａ ｅ ｝ Ｉ 】 计算结果可得 ｛ △ ｅ ） ， 则｛ ｅ ） 随之 即得 。
至此 ， 问题 的关键是需求 出［ ｓ ｌ 】 ～ 、 ｛ ａ ｓ ｏ ｝ 及｛ Ａ ａ ｓ ） ， 在实际求解时 ， ［ ｓ 。 ］ 采用有 限基本解方法求 出， （ ａ ｓ ｏ ｝ 为刚性净载荷造成 的结构迎角 。而 由
翼结构 简化 为弹性 悬臂 梁。 用梁的 变形理论计算 出变形影响 ， 并用升力线理论重新确定机翼分布栽荷。
【 关键词】 气动弹性修正； 分布栽荷； 变形迎角； 净载荷
０ ． 前言 气动弹性变形 使得机 翼形成从 翼根 到翼 尖逐渐增大的负扭角 ， 从 而使机翼部件压心沿展向翼根偏移 ．在保持总升力不变 的情 况下 。 压 心降低使得机翼各肋弯矩及扭矩减小， 力矩的减小使得用更轻的结构 代替原结构成为可能 ． 所以气动弹性修正在结构减重 中有着重要 的意 义。另外为了提高设计质量， 也需要考虑气动弹性变形列载 荷的影响， 《 运 输类飞机适航标准 Ｃ Ｃ Ａ Ｒ － ２ ５ － Ｒ ４ 》 和《 军用飞机结构强 度规范 Ｇ Ｊ Ｂ ６ ７ Ａ 一 ２ ｏ ｏ ８ ） 都明确要求 对机翼载荷 要进行气动 弹性分析 。 因此进行气 动弹 性修正 也是 十分必要 机翼在 分布载荷的作 用下产 生了各肋 的弯矩 、 剪力及扭矩等 。对 于后 掠机翼 ， 弯矩及 扭矩会使 机翼 迎角沿 展向分布发 生改变 ， 对 于直 机翼 。 仅仅 只有扭矩改变 了迎角 的分布 。 不管对后掠机翼或直机翼 ， 机 翼气动分布 载荷均取决 于机翼迎 角的展 向分布形态 对于弹性机翼 ． 迎角分 布形 态是结构 弹性 变形 的函数 ． 所 以利用二者迭代计算 即可求
飞机小知识100条
飞机小知识100条1．飞机是一种能够在大气中飞行的动力机械。
2．首架飞机是由莱特兄弟发明的，于1903年12月17日首次成功飞行。
3．飞机通常由机翼、机身、尾翼和发动机等部分组成。
4．飞机的起飞速度取决于飞机的型号和重量。
5．喷气式飞机是目前商业航空中最常见的类型。
6．直升机是一种垂直起降的飞行器，通过旋翼提供升力。
7．高空飞行时，飞机上的气压会下降，因此需要机舱内的氧气供应。
8．飞机的速度通常以马赫数（Mach number）来表示，即相对于音速的速度。
9．涡轮螺旋桨发动机是一种结合了喷气发动机和螺旋桨的设计。
10．飞机的机翼形状对其飞行性能有着重要影响，如椭圆形翼面常用于高速飞行。
11．飞机上的黑匣子实际上是橙色的，便于事故发生后更容易找到。
12．飞机的航程受限于其燃料容量和燃油效率。
13．超音速飞机能够飞越音速，产生的“音爆”是由于飞机突破音障产生的爆炸声。
14．飞机的气动设计经常使用机翼悬挂角、机翼展展长比等参数进行优化。
15．飞机尾流对其后面的飞机有影响，需要保持一定的安全间隔。
16．翼载荷是指单位翼展上承受的重量，是衡量机翼性能的指标之一。
17．飞机的最大升力系数和最大升阻比等参数影响着其性能。
18．蓝天、白云和太阳通常是飞行时最美的景色。
19．飞机上的座位数、舱门数等参数取决于飞机的型号和用途。
20．飞机通常采用液压系统来操作起落架、襟翼等部件。
21．机翼的扫掠角度影响飞机的气动效能，高速飞机通常采用大的扫掠角。
22．飞机机身的流线型设计有助于减少空气阻力，提高飞行效率。
23．空客A380是目前世界上最大的客机，可容纳超过800名乘客。
24．飞机机翼上的副翼和方向舵等部件用于控制飞机的姿态。
25．飞机的导航和通信系统通常包括雷达、GPS等设备。
26．跨洋航班需要特殊的长程飞行计划和大量的燃料。
27．飞机的起降过程中，机组人员需要密切关注风向和速度等因素。
28．飞机上的安全带和氧气面罩是乘客在紧急情况下的生命保障装备。
机翼载荷弹性修正
２ 机翼弹性变形迎角 的计算
先从载荷计算 的过程说起 ， 要确定一架设计飞
机 的外 载荷通 常有 如下几个 重要 的环节 ：
首先 ， 要选 定 一个 合适 的设计 规 范作 为 设计 计
瞿进 ： 机翼 载荷 弹性修 正
算 依据 （ 常情 况 下 ， 通 设计 规 范 大 多是 由科研 设 计 、 生产使 用 的经 验积 累而 成 的一 套在设 计 中必须 遵循 的标 准 ） 对 于某 型号 飞 机 来 说 ， 是 以 Ｃ Ａ ２ ， 就 Ｃ Ｒ ５部
５ 在 变形计 算 中 ， 机翼 假设 为一个 弹性梁 。 ） 将
６ 惯性 力不变 。 ）
飞机 的飞行安 全产生 隐患 。 因此 ， 管对后掠 机翼或 直机翼 ， 不 从提 高载荷 设 计水平 出发 ， 理考 虑 气动 弹 性对 载 荷 的影 响 都 是 合
十分必要 的 。
２０
机翼 ， 曲并 不会产 生迎角 分布 的改变 ， 弯 而只是 由于 扭转 改变 了迎 角分布 。所 以直机翼 的弹性 迎角 变化
一
利 于提高计 算精度 。 本 文 方 法 以全 机 平 衡 后 的 刚 性 净 载 荷 （ ｅ Ｎｔ ｌ ｄ气 动载 荷 与惯 性 载 荷 的综 合 ） 基 础 ， 以较 ｏ ， ａ 为 可 好地 解决某 型号 飞机载荷 计算 中的气 动弹性修 正 问 题 ， 具有 足够 的工程使 用精度 。 并
ｃ ｓ ￣ １ ｏ Ａ（ 。
而且 分布是从 翼根 到翼 尖 逐 渐增 大 ， 成 机翼 压 力 造 中心 沿展 向内移 。 因此 ， 在保 持 机 翼升 力 不变 的条
件下 ， 气动 弹性对机 翼 载荷 的影 响 主要 表 现在 翼 根 与 中外 翼弯矩 减小 ， 同时也伴 随着机 翼扭矩 的变 化 。
大展弦比机翼载荷地面标定方法研究
大展弦比机翼载荷地面标定方法研究霍文辉，谭玉生（中航飞机股份有限公司，陕西 西安 710089）摘 要：文章通过对机翼载荷地面标定方法的研究，提出了一种飞机机翼载荷标定试验和数据处理方法。
该方法根据统计学理论，通过在机翼上施加集中载荷，依据迭加原理获取分布载荷，并对试验数据进行多元线性优化回归，建立最优载荷-应变方程，提高飞机载荷实测的精度。
关键词：机翼载荷；载荷实测；地面标定；载荷方程中图分类号：V224文献标志码：A 文章编号：2096-2789（2020）01-0233-02作者简介：霍文辉（1983—）男，高级工程师，研究方向：军机结构疲劳分析及寿命评定。
通过飞机载荷实测能提供飞机使用的真实载荷，它对于飞机结构的寿命评定具有十分重要的意义。
飞机的载荷实测，目前主要采用应变法，即在飞机的主要传力结构上粘贴应变片组成测量电桥，根据应变电桥输出和所施加的载荷的对应关系求出飞机的真实载荷。
用这种方法测量载荷，应先进行载荷地面标定。
地面标定的目的就是要建立载荷-应变方程。
飞机载荷实测的结果可靠与否，与载荷方程的准确性有直接关系。
要保证载荷方程有很好的预测精度，应对载荷地面标定的电桥设计、加载方法、数据处理等一系列过程进行分析研究，确定切实可行的地面标定方案。
本文对机翼载荷地面标定试验的理论和方法进行了研究，给出了机翼载荷标定的试验方法和数据处理方法。
1 载荷方程飞机在飞行中作用于翼面上的载荷分为三个正交力P x 、P y 、P z 和三个正交力矩M x 、M y 、M z 。
在弹性极限范围内，飞机结构载荷实测剖面上某一点的应变电桥的输出是六个载荷分量的函数。
对于大展弦比的翼面结构，只考虑P y （剪力Q ）、M x （弯矩M ）和M z （扭矩T ）的影响，其他3个分量可以忽略不计。
在弹性变形范围内，结构变形与所施加的载荷为线形关系，因此可用式（1）表示测量截面的电桥输出应变大小和作用于该截面的载荷的关系：（1）式中：b 11～b 33为回归系数，即单位载荷引起的应变电桥输出应变的大小。
北航飞行力学试卷及答案
Cc Cc r r CL sin 0 Cl Cl a a Cl r r ClL 0 Cn Cn r r 0
得： r
（5 分）
Cn Cn r
； a
ClL Cl r Cn Cl Cn r （5 分） Cl a Cl a Cn r
答案
一、解释下列概念： 极曲线： 反映飞行器阻力系数与升力系数之间的关系的曲线。 （4 分） 机体坐标系： 平行于机身轴线或机翼的平均气动 原点位于飞机的质心；Oxb 轴在飞机的对称平面内， 弦线，指向前； Ozb 轴也在对称面内，垂直于 Oxb 轴，指向下； Oyb 轴垂直于对称面，指向 右。 （4 分） 翼载荷： 飞机重力与机翼面积的比值。 （4 分） 纵向静稳定力矩： 由迎角引起的那部分俯仰力矩称之为纵向静稳定力矩。 （4 分） 航向静稳定性： 飞行器在平衡状态下受到外界非对称干扰而产生侧滑时，在驾驶员不加操纵的条件下， 飞行器具有减小侧滑角的趋势。 （4 分） 二、 （1）解： 1） 若飞机等速上升，可假设飞机的上升角较小，有： cos 1 ，
（10 分）
引起飞机的自动俯冲现象 飞机跨声速区相应的平衡曲线如图所示：
2 1 0 -1 -2
A B
C
e
-3 -4 -5 -6 -7 -8
0
0.2
0.4
0.6 Ma
0.8
1
1.2
当飞机在跨声速区定直平飞时，如在平衡曲线中的 A 点，对应的平衡舵面偏角为 e. A ， 由于外界扰动使得飞机的速度增加到 B 点，飞机的舵面偏角并没有改变，仍然保持在 e. A ， 而 B 点所需的平衡偏角从图中看出应减小， 需要在原来的位置上向上偏转， 结果飞行器存在 有不平衡的低头力矩，这使得飞行器进入俯冲，速度进一步增加，直到 C 点，此时的
aiaa学习资料-机翼翼载荷的初步确定计算说明
翼载荷的初步确定：下面我将根据失速速度要求、起飞性能要求、爬升率要求和过载要求初步确定翼载荷。
失速速度要求：根据FAA 规定，失速速度应该不超过45knot2max 145 1.688/2L W v C v ft s S ρ=≤⨯失速失速， 根据下图，我们可以确定最大升力系数54max 41400.447 1.21.6,Re 5.2110,0.14410/0.14410L Vl C v m s v --⨯⨯====⨯=⨯⨯ 考虑到5000ft ISA + 10℃的起降要求，则3=0.00189/slugs ft ρ2210.00189(45 1.688) 1.68.72/2W lb ft S ≤⨯⨯⨯⨯= 起飞性能要求：我们假设飞机的起飞距离（包括越障飞行距离）为1000ft ，根据现代飞机设计p66图5.4我们可以确定起飞参数为120，根据p65我们可知正常起飞的离地速度为失速速度的1.1倍，所以max =()=1.322L L v C C v 失速起飞起飞 根据式（5.8）()()101,1258L W hp TOP C hp W S Wσ===起飞，得 20.001891011.32212010.114/0.002381258W lb ft S ≤⨯⨯⨯= 3=0.00238slugs/ft σρ为密度比，即空气在起飞高度的密度除以海平面的密度（）爬升速度要求：假设爬升时的飞行速度为70kts ，所以动压216.6/q lb ft = 5501500/605500.81010.212,0.298770 1.68970 1.6891258p v V T hp G V W V W η⨯======⨯⨯W Sq Ae π≤00.02,0.8,,611D C e A == 为展弦比取计算结果均大于210/lb ft过载要求：/L qC n W S= 正过载时， 1.66L C n ==，负过载时，0.55L C n ==， 计算得：222.06/W lb ft S≤ 我们选取最低值：22212588.7/,144.68.7/W lb lb ft S ft S lb ft ===。
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通过又一次运用Trade-off的方法，我们可以找到一种相对最优的机翼平面形状，以尽量平衡各方面的性能要求。事实上，一种简单的作法就是保留三角翼的基本架构．但是将三角翼前缘的后掠角适当减小以增大展弦比，同时切掉容易引起翼端气流分离的尖尖的角，这就是所谓的切尖三角翼。后来的F-1 5和F-16的机翼基本平面形状都是切尖三角翼，正是能量机动理论Trade-off分析的结果。当然，在伯伊德发展Trade-off方法的时候，F-15和 F-16连影子都还没有。
我算了一下我这架飞机，可能产生升力的部分大约有11.25平方分米，飞机重230g，因此翼载荷约为21，平飞速度约为21开方乘以1.6即7.3米/秒（约26km/h），可是升力系数在哪里使用？
已经简化到计算中了,如果翼型升力系数不是0.6,可以这样转换.将计算出来的速度乘以0.6除以升力系数的商的平方根.下面是原始计算公式
7.3m/s 和 10.3m/s 分别是什么速度？？
7.3m/s是升力系数为0.6时的平飞速度,10.3m/s是升力系数为0.3时的平飞速度.
翼载荷指的是飞机的重量除以机翼的面积．是飞机设计时的一个重要参数。由基本升力公式和物理知识可知．在其他条件一致的前提下．进行相同过载机动时翼载荷和升力系数成正比，即：翼载荷越低，达到相同过载的升力系数也越低．而低的升力系数意味着低的诱导阻力系数，这也意味着更高的SEP值。从这个角度来讲，翼载荷越低，SEP值越高。但是，为了达到低翼载我们不得不加大机翼面积，这又会增加飞机的摩擦阻力和飞机的重量，因此翼载荷越低，SEP值又越低。这时就要应用Trade-off的分析方法，为飞机选取合适的翼载荷参数。
随着空气动力学、新概念操纵技术 (创新的控制舵面、推力矢量技术等)和飞机飞行控制系统技术的进一步发展，小展弦比机翼很可能会成为新型的有人或无人战斗机首选的设计。
[注2]诱导阻力：机翼的升力就是它上下表面的压力差。有升力时，机翼下表面受到的空气压力比上表面要大，所以下表面的气流会绕过冀尖流向上表面，这样就形成了翼尖旋涡，并发展成翼尖涡流。
忘了说明,估计平飞速度时,机翼升力系数取0.6,一般的翼型都能达到的.
非常感谢！那么是不是如果没有达到这样的平飞速度就会失速？
是飞机不能维持水平飞行,越飞越低.有动力的爬升时,飞机的速度比这个速度小,动力的大小决定了飞机能保持稳定爬升的最大角度,如果超过这个角度,飞机就要失速,掉头向下俯冲.
展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择2.0～4.0。
展弦比还影响机翼产生的升力，如果机翼面积相同，那么只要飞机没有接近失速状态，在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大，因而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。
翼载荷=飞机重量/机翼面积,在航模中单位常用克/平方分米如果水平尾翼也产生正升力,机翼面积=主机翼面积+水平尾翼面积.知道翼载荷就可以估计飞机平飞的速度,速度=1.6*翼载荷平方根(速度单位米/秒,翼载荷单位克/平方分米).
[注1]展弦比：展弦比即飞机机翼的翼展和机翼平均弦长的比值。所谓“弦长”是指在机翼平行于机身纵向对称平面(它把飞机分成对称的左右两半)的剖面上，前缘Байду номын сангаас凸点到后缘最凸点的直线距离。展弦比等于飞机翼展的平方除以机翼面积，比如我国J-8II战斗机翼展9.342米，机翼面积42.2平方米，所以它的展弦比就是： 9.342*9.342／42.2≈2.1。__x
v=sqrt(升力系数F/(0.5*C*ρ*S)),各量均使用国际单位.sqrt(x)表示x的开2次方.
飞机是平板翼型吗?升力系数取0.3吧,用上面方法转换得速度v=7.3*sqrt(0.6/0.3)=10.3m/s.
谢谢，这样看起来差不多，欢迎看看我今天试飞结果，飞行速度应该在10～20m/s之间
强调提高亚、跨音速机动性的第3代战斗机展弦比一般都选得比较大，但法国“幻影”2000只有2.03，因为它的主要作战任务是防空截击(其次才是争夺制空权)，要求飞机在爬升到预定的拦截高度后能高速接近敌机。不过通过采用高新技术进行良好的综合设计，“幻影”2000在具有优异高空高速性能的同时较好地兼顾了亚、跨音速机动性。这是我国在20世纪 80年代的评估中认为它比F-16更好的最重要原因之一。)
翼载荷不会直接影响飞机的最大平飞速度，而是翼载荷大了导致失速速度高，所以必须保持高速飞行才能不时速，所以给人一种翼载荷大的飞机快的错觉。相反，翼载荷大了就需要更大的动力系统支撑，更大的机翼攻角，所以带来更大阻力，最大平飞速度会更低。
所以翼载荷越小越飘，越好飞。平时看到的一些高速飞机翼载荷大的原因不是为了快而故意将重量做大，而是为了减少阻力，需要减少机翼的翼展，导致的翼载荷增大。由于速度高，单位翼面积提供的升力大，翼载荷大点也可以接受。这种情况下，翼载荷大是一个副产品。还有3D飞机为了减少滚转阻力，提高机翼的结构强度，翼展一般都比较小，翼载荷也较大。可以肯定的是相同大小、形状的飞机，越轻越好飞，越轻速度越快。
一般来说空战格斗发生在亚音速区域，因而追求高机动的战斗机就要寻求低的翼载荷。但这并不是故事的全部，我们将又一次看到Trade-off方法的运用。 达到低翼载最有效的办法是使用三角翼，因为可以用较低的结构重量得到较大的翼面积。但是三角翼的展弦比[注1]普遍较小，因而诱导阻力[注2]较大，在升力系数很大时尤其严重．结果造成采用三角翼的飞机在高过载机动飞行时SEP值过低。如果为了降低诱导阻力而采用展弦比较大的其他形状．那么机翼不仅会增大翼载荷，还会增大超音速时的波阻，使得超音速性能下降
翼尖涡流在向后流动时受到机翼向下的压力，会向下偏转，即所谓的“下洗”。由于升力的方向是跟气流的流动方向垂直的，所以下洗涡流产生的升力指向机翼的后上方，对机翼会有一个向后“拉”的作
用，这样就形成了诱导阻力。由此可见，诱导阻力是由于升力“诱导”产生的，如果没有升力，诱导阻力也等于零(实际上是正比关系)。
在进行机动或低速飞行时，诱导阻力通常是阻力的主要组成部分。所以减小诱导阻力可以提高飞机的机动性和亚音速飞行时的航程，但减小诱导阻力的设计有可能导致零升阻力增大。如果遇见这样的技术矛盾时，如何解决要看飞机的主要设计要求是什么。通常注重空战机动性和亚音速航程的战斗机主要考虑减小诱导阻力，比如F-16；而注重拦截能力和高速飞行的战斗机更注重减小零升阻力(主要是激波阻力)，比如米格-21。
推重比影响飞机的加速能力，还有最大攻角。当机翼攻角超过失速攻角后，就靠比重力更大的推力将飞机拉起来了。
翼载荷一般17-25之间。比较好飞。