飞机设计问题

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飞机总体设计分析与评估

飞机总体设计分析与评估本文将对飞机总体设计进行分析与评估，以便增进对飞机设计的理解和能力，提高飞机设计的质量。

飞机总体设计考虑的因素众多，要将这些因素协调一致，确保飞机的安全性、可靠性和效率性，是一个复杂而艰巨的任务。

一、概述飞机总体设计是一个综合性的工作。

包括气动特性、结构特性、动力特性、控制特性等多方面因素，需要考虑到现代科技的发展和运用，也要考虑到经济利益的平衡等，才能取得最佳的设计效果。

一般来说，飞机总体设计的目标是要实现飞行的效率性、舒适性、安全性、可靠性、维护性以及经济性等因素的协调。

二、气动特性气动特性是飞机设计中最关键的因素之一。

对于一个成功的设计来说，其空气动力学特性必须满足以下几个要点。

1.飞机的描绘形状需要尽量确认，以改进气动特性。

飞机描绘形状的优化可以改进飞机气动特性，提高飞机的飞行效率和空气动力学稳定性。

2.飞机的机翼布局也是影响飞机气动特性的重要因素。

机翼的主翼面积和展弦比等参数也要充分考虑，以改进飞机的升力和阻力，确定机翼的展布方案和控制面的设置，提高飞机气动效率。

3.飞机的尾部设计也是影响飞机气动特性的一个重要因素。

尾部形状的优化可以改进飞机气动稳定性，降低飞机的纵向动力过大、不稳定、失速等问题。

三、结构特性飞机结构的设计决定了飞机的强度、刚度、稳定性和重量分布等。

飞机在设计上要充分满足飞行速度、载荷、跨度、展弦比等要求，同时要考虑到经济效益。

飞机结构一般包括机身、机翼、机尾、机腹等部分。

1.飞机机身的结构设计主要满足飞行速度和载荷要求，同时要兼顾机身结构的刚度和强度问题。

为了降低飞机重量，飞机机身材质和结构设计方案也需要充分优化。

2.飞机机翼在结构设计时需要充分考虑机翼的强度、刚度和稳定性，以保障飞机的飞行安全。

同时还需要兼顾飞机的飞行效率，优化机翼结构设计，降低飞机重量。

3.飞机机尾和机腹在结构设计时，需要考虑到安全和负荷分担的问题。

这两个部件在平衡整个飞机结构方面起着重要作用，因此需要充分考虑飞机的稳定性、刚度和安全相关因素。

航空领域中的飞机设计软件使用中常见问题研究

航空领域中的飞机设计软件使用中常见问题研究飞机设计软件在航空领域中起着至关重要的作用。

它们能够帮助工程师们实现高效、精确的设计，从而使得飞机的性能得到最大化的提升。

然而，尽管这些软件功能强大，但在使用过程中常常会遇到一些常见问题。

本文将对航空领域中飞机设计软件使用中的常见问题进行一些研究和分析。

首先，一个常见的问题是软件的兼容性。

由于航空领域中的飞机设计软件通常由多个不同供应商开发，使用不同的技术和标准，因此工程师们在使用这些软件时可能会遇到兼容性问题。

例如，某些软件可能仅支持特定版本的操作系统，或者只能在特定类型的计算机上运行。

此外，由于每个软件开发商都有自己的文件格式和数据结构，因此在不同软件之间共享和传输数据也可能会遇到困难。

其次，性能和计算速度也是飞机设计软件使用中常见问题的一部分。

航空领域中的飞机设计通常涉及大量的计算和复杂的模型，因此软件的性能和计算速度对于工程师们来说非常重要。

然而，由于软件的算法和计算过程的复杂性，有时候会导致设计过程变得缓慢且耗时。

提高软件的性能和计算速度是一个长期而复杂的挑战，需要软件开发商和工程师们共同努力。

同时，用户界面的设计也是一个常见的问题。

虽然飞机设计软件通常提供了强大的功能和工具，但有时候用户界面的设计可能没有充分考虑到用户的需求和使用习惯。

这可能导致工程师们在使用软件时感到不便，难以快速而准确地完成设计任务。

为了解决这个问题，软件开发商需要与最终用户密切合作，了解用户的需求，改进用户界面的设计，提供更好的用户体验。

此外，软件的稳定性和可靠性也是一个重要的问题。

由于飞机设计涉及到大量的数据和模型，软件在处理这些数据时必须保证稳定性和可靠性。

然而，在使用软件过程中，有时候会遇到崩溃、错误或者数据丢失等问题，这会给工程师们带来很大的困扰。

为了解决这个问题，软件开发商需要进行充分的测试和验证，确保软件在使用过程中稳定可靠。

最后，培训和技术支持也是一个非常重要的问题。

飞行器设计中的空气动力学问题

飞行器设计中的空气动力学问题现代飞行器是由众多的零部件组成，每个零部件的设计都是必要且重要的。

而其中一个最核心的部分就是空气动力学设计。

空气动力学问题影响着整个飞行器的性能，并且在飞行器的设计过程中具有关键作用。

本文将探讨飞行器设计中的空气动力学问题。

第一部分：飞行器的气动特性飞行器的空气动力特性是在飞行器与空气相互作用的过程中产生的力和力矩。

这些力通常是由于空气流经机翼表面、机身和飞行控制分量的表面而产生的。

因此，飞行器设计师必须在设计飞行器时考虑到这些力的影响，并保证飞行器可以稳定飞行。

设计飞行器的过程中，设计师需要考虑的最重要的气动特性就是升力和阻力。

升力是指垂直向上的力，是必须产生的飞行力，它帮助保持飞行器在空中。

阻力是指飞行器飞行时在空气中产生的反向力，通常直接影响到飞行器的速度，而这是必须要控制的。

第二部分：机翼设计机翼是飞行器中最重要的组成部分。

它的作用是产生升力，帮助飞行器保持悬停状态，并控制飞行方向。

机翼设计中最关键的是截面形状，截面形状有很多种类型，如对称和非对称形状。

对称形状可提供更为稳定的的飞行状态，而非对称形状则可产生更为复杂的气动力学效应。

除了截面形状，翼型的几何形状也是一个重要的设计参数。

翼型通常分为两种：圆翼和翼型翼。

圆翼具有较低的气动力，但在襟翼后沿不稳定。

而翼型翼则具有优异性能。

第三部分：飞机气动力学稳定性飞机气动力学稳定性是设计过程中需要考虑的另一个重要问题。

气动力学稳定性是客观评价一个飞行器的性能是否稳定的标准。

气动力学稳定性影响着飞行器的操纵、降落和起飞，过于不稳定的飞行器会很难操纵，并且容易产生事故。

在设计飞行器时，需要考虑飞行器的气动力学稳定性，以保证飞行器的安全。

第四部分：气动力学实验气动力学实验是验证飞行器的设计和性能的方法，也是设计过程中不可或缺的一个部分。

通过用真实流动具有实验室条件模拟真实环境的方式，尤其是在飞行器所具有的运动状态和相对风速之下的实验，使设计师能够验证表达出来的假设和设计是否有效。

飞机总体设计期末试卷_武哲(带答案)

一、填空题.......................................... （每空0.5分，共15分）1.按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括：，:其中第一个阶段的英文名称为2.飞机的主要总体设计参数是，，.相对参数是，.3.在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以的气动干扰最小，从结构布置的情况看，的中翼段比较容易布置.4.对于鸭式飞机而言，机翼的迎角应前翼的迎角.5.机翼的主要平面形状参数中的组合参数为，.6.假设某型战斗机的巡航马赫数为1. 3,若使其在巡航时处于亚音速前缘状态，则机翼前缘后掠角的范围应为.7.武器的外挂方式包括（列举4种），，8.根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当9.布置前三点式起落架时应考虑的主要几何参数包括二、简答题: ............................................................................................................... （65 分）1.飞机总体设计有什么主要特点（需简要阐述）？（6分）2.飞机型式选择的主要工作有哪几个方面？（9分）3.简述鸭式布局的设计特点（5分）4.在综合界限线围成的可选平面域中选取设计点对应的推重比与翼载荷时，应考虑哪些基本原则？（6分）5.对比圆形和多圆形机身剖面的构型特点及优缺点（5分）6.民机机身剖面直接影响飞机的经济性和舒适性，请列举出剖面设计中的主要参数（10分）7.机翼下吊舱式进气道有哪些主要的优点？（4分）8.列举机身外形设计的基本步骤并进行简要阐述（6分）9.飞机的型式选择和外形设计中可采取哪些措施提高隐身性能？（6分）(2010.高效的团队有什么表现（列出至少8项）？（8分）分）1. 绘制一架对地攻击机的典型任务剖面，标出各个任务段的名称（5 分）2. 根据下图所示的某方案三个主要翼面的投影形状，在原图上用作图法分别确定它们的平均气动弦位置和长度（不需要具体数值），并标注出机翼亚音速气动中心位置（15分）机翼参考答条(每空0. 5分，共15分）、填空题题:鸭翼平尾1.按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计,初步设计，详细设计;其中第一个阶段的英文名称为Conceptual Design。

飞行器总体设计试题

飞行器总体设计试题一、填空题(25分，每空1分)1.飞机设计可分为三个阶段，即（1）、（2）和（3）。

2.三个最重要的飞机总体设计参数是（4）、（5）和（6）。

3.飞机空重可分为（7）、（8）、（9）三部分。

飞机空重系数随起飞重量（10）的增加而增加。

4.在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。

调整飞机重心最常用的2种方法是(11)、(12)。

5.超音速进气道有三种压缩模式：（13）、（14）和（15）。

6.喷气式飞机在(16)状态下达到最远航程，此时其翼载荷为(17)；螺旋桨飞机在(18)状态下达到最远航程，此时其翼载荷为(19)(假设飞机的极曲线为方法。

8.亚音速飞机的最大升阻比取决于（21）。

9.入口总压恢复系数为（22）与（23）之比。

10.从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的(24)大和(25)大。

2cx？cx0？A.cy）7.要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用(20)翼载荷的二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”)1.减小机翼载荷有利于飞机的巡航性能。

(+)(-)2.将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。

(+)(-)3.入口的功能是对流入入口的空气进行减速和加压。

(+)(-)4.机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。

(+)(-)5.涡扇发动机比现代战斗机的发动机高。

(+)(-)6.飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。

(+)(-)7.飞机的生命周期成本包括两部分：开发成本和使用维护成本。

(+)(-)8.如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。

(+)(-)9.飞机的载油能力根据飞机执行任务的任务剖面要求确定。

(+)(-)10.超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。

(+)(-)11.在选择前三点起落架几何参数时，应考虑的主要因素之一是防撞止飞机翻身倒和防停止飞机器倒站。

现代飞行器设计固定翼部分复习题(1)

优点：1）经验丰富，风险低
2）水平尾翼有较大的尾力臂，配平能力较强，配平阻力小
3）如果采用V形尾翼，不仅可以减小摩擦阻力和干扰阻力，还有利于减小飞机的侧向RCS；同时，可以遮挡尾喷口，有利于红外隐身
4）结合边条翼技术，可以有效改善飞机在中到大迎角范围的机动能力，同时可以减缓跨音速波阻的增加，降低超声速波阻
优点：1）对于静稳定的飞机，鸭翼的平衡力向上，提高了全机的升力。
2）大迎角时鸭翼对机翼产生有利的升力干扰，显著的提高大迎角的升力
3）更均匀和光滑的纵向面积分布，因而可能得到较低的跨音速阻力
4）有较好的失速保护特性
缺点：1）鸭翼产生升力，但也付出诱导阻力的代价
2）超音速时带来更大的阻力代价和操纵能力限制的问题
推重比的选取：1按保证平飞状态确定；2按最大平飞速度推重比确定推重比；3按爬升性能确定推重比；4推重比的选取
7.简述超临界翼型的外形特点及其优缺点。
外形及优点：
缺点：
8.翼型的几何参数（弯度、厚度、前缘半径）对气动特性（零升迎角、升力线斜率、最大升力系数、最小阻力系数）有什么影响？
9.翼型的升致阻力与机翼的升致阻力产生的原因是什么？两者有何区别？
√尾力臂短，效率不高起降性能差
√不易挥放宽静稳定度技术和主动控制技术的潜力
√着陆拉平时或在改出俯冲时“下沉”
三翼面布局是指飞机机翼前面有水平前翼，后面有水平尾翼的气动布局形式。
它综合了正常式和鸭式布局的优点，经过仔细设计，有可能得到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性。
优点
√保持近距鸭式布局利用漩涡空气动力学带来的优点还提高大迎角时的操纵效率，如后缘襟翼、副翼、平尾和方向舵的效率
ˇ能实现三翼面操纵，提高操纵效率和减小配平阻力，充分发挥主动控制技术的潜力

飞行器设计中的气动力学问题及创新解决方案

飞行器设计中的气动力学问题及创新解决方案随着科技不断发展，飞行器的设计也在不断创新。

而在飞行器设计中，气动力学问题一直是一个重要的挑战。

气动力学是研究空气对物体的作用的学科，它在飞行器的设计中起着至关重要的作用。

本文将介绍飞行器设计中的气动力学问题及其创新解决方案。

一、飞行器气动力学问题在飞行器设计中，气动力学问题主要包括飞行阻力、升力、稳定性和控制。

其中，飞行阻力是飞行器在飞行中受到的空气阻力，会影响到飞行器的速度和使用寿命。

升力是飞行器在飞行中产生的向上的作用力，能够让飞行器在空中保持飞行。

而稳定性和控制则影响到飞行器的航行和操控。

1. 飞行阻力飞行阻力是飞行器在飞行中需要克服的空气阻力，与飞行器的速度和外形有关。

减小阻力可以提高飞行器的速度和航程，延长使用寿命。

为减小阻力，设计者通常会采用一些措施，如采用流线型外形、减小表面粗糙度、减小后部湍流等。

2. 升力升力是飞行器在飞行过程中产生的向上的作用力，能够让飞行器在空中保持飞行。

升力的大小与飞行器的形状、速度、倾角和气动特性等有关。

设计者可以通过改变飞行器的形状和利用不同的气动特性，来增加飞行器的升力。

同时，升力还与气流的流动状况有关，设计者还需要考虑飞行器在不同的飞行速度和高度下气流的影响。

3. 稳定性和控制稳定性和控制是影响飞行器航行和操控的关键因素。

稳定性是指飞行器在空气动力学作用下保持稳定的能力，而控制则是指飞行器在运动过程中能够被操作员控制。

稳定性和控制需要考虑飞行器的惯性特性、气动特性、控制系统等因素。

二、创新解决方案为了解决飞行器设计中的气动力学问题，设计者们一直在不断创新。

下面将介绍一些创新的解决方案。

1. 翼尖小翼翼尖小翼是一种在飞行器翼尖处增加小翼的设计，能够在减小飞行器阻力的同时，提高飞行器的升力和稳定性。

翼尖小翼的设计可以减小翼尖处的漩涡，使气流更加流畅，从而减小飞行器的阻力，提高飞行效率。

2. 直升机后掠桨叶直升机后掠桨叶是一种采用后掠设计的桨叶。

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。

飞机设计安全要求

飞机设计安全要求随着现代化的发展，飞机作为一种交通工具，在人们的生活中扮演着越来越重要的角色。

但是，飞行安全问题是飞机设计过程中必须要考虑到的问题之一。

在飞机设计中，有效的安全要求是确保飞机顺利、安全飞行的关键因素之一。

因此，下面我们将从以下几个方面来探讨飞机设计中的安全要求。

全面性要求首先，飞机设计安全要求要具有全面性，包括机体结构、航空电子设备、驾驶舱、发动机等方面的要求。

这些方面的要求在设计过程中互相影响，所以这些要求不能被孤立考虑，而应该考虑整个飞机系统，并将它们整合成一个完整的系统。

结构设计要求飞机的机体结构是飞行安全的基础之一。

因此，结构设计要求应该考虑到飞机的强度、稳定性、耐久性和可靠性等问题，以确保在飞行过程中不出现机体变形、翼面变形、连接松动等情况，从而保证飞机的安全性。

航空电子设备需求航空电子设备是飞行过程中非常重要的部分，包括导航、通信、测量和表示系统。

为确保飞行的安全，航空电子设备必须具备高可靠性、高精度和高稳定性。

同时，电子设备还需要具备主动安全措施，如报警和自动驾驶等，以提高飞行安全性。

驾驶舱安全设计要求驾驶员是飞行安全的决定性因素之一。

因此，驾驶舱的设计需要考虑飞行员的工作环境、工作负荷、操作简易性等因素。

此外，驾驶舱还需要具备应变措施和应急应变系统，以应对不可避免的飞行故障和突发状况，保证飞行员的安全。

发动机安全设计要求发动机则是飞机高效、安全飞行的关键。

发动机设计应该确保发动机高可靠性、高效率、低噪音、低震动、低排放等要求。

同时，发动机还需要具备自动切断和自动灭火等被动安全措施，以应对飞行发生的各种意外状况。

总之，飞机设计安全要求是设计过程中必须要考虑到的问题之一。

全面性要求、结构设计要求、航空电子设备要求、驾驶舱安全设计要求和发动机安全设计要求都应该得到全面的考虑。

只有全面的考虑安全要求，才能够确保飞机在飞行过程中的安全。

飞机设计缺陷汇总

飞机设计缺陷汇总
飞机设计缺陷是指飞机在设计、制造或使用过程中存在的缺陷或不足，可能导致飞机安全性、性能或舒适性等方面的问题。

以下是飞机设计缺陷汇总：
1.结构强度不足：飞机结构强度不足可能导致机身、机翼、尾翼等
部位在飞行中发生断裂、变形或疲劳损伤等问题，严重影响飞机的安全性和寿命。

2.气动性能问题：飞机气动性能问题可能导致飞机在飞行中失去控
制，如机翼颤振、尾旋等，这些问题可能导致飞机失速或坠毁。

3.发动机可靠性问题：发动机是飞机的心脏，如果发动机可靠性不
足，可能导致熄火、故障或爆炸等问题，严重影响飞行安全。

4.航空电子设备问题：航空电子设备问题可能导致仪表失灵、通讯
故障或导航误差等问题，使飞行员难以掌握飞机状态和环境信息，增加飞行难度和危险性。

5.人机界面问题：人机界面问题可能导致飞行员操作错误或误解仪
表信息，如仪表布局不合理、操作按钮位置不当等，这些问题可能使飞行员在紧急情况下无法快速做出正确的反应。

6.维修保养问题：维修保养问题可能导致飞机部件磨损或损坏，如
润滑油泄漏、刹车片磨损等，这些问题可能引发飞行事故或影响飞行安全。

这些设计缺陷可以通过改进设计、加强制造质量、完善使用维护等方
式来预防和解决。

同时，也需要不断完善航空法规和标准，提高飞机设计和制造的安全性和可靠性。

飞机结构分析与设计

飞机结构分析与设计
首先，飞机结构分析与设计的意义在于保证飞机在各种复杂工况下的
正常运行。

飞机在飞行过程中承受着巨大的风载荷、重力载荷和气动载荷，这些载荷会对飞机结构造成巨大压力。

通过结构分析和设计，可以确定飞
机的载荷情况和结构强度，以确保飞机在不同飞行状态下具有足够的强度
和刚度。

在飞机结构分析和设计的过程中，还面临着很多挑战。

首先是复杂的
载荷情况。

飞机在飞行过程中承受的载荷非常复杂，包括静载荷、动载荷、气动载荷等等，这就要求对飞机结构进行全面的分析和设计。

其次是多学
科的协同设计。

飞机结构分析和设计是一个涉及到机械、材料、力学、气
动学等多个学科知识的复杂问题，需要各个学科的专家共同合作，才能够
完成设计任务。

此外，飞机结构分析与设计还需要考虑到安全性、可靠性和重量等方
面的要求。

飞机设计应该保证飞机在各种极端情况下的安全性，包括失速、失速、遇到极端气象条件等。

同时，飞机的结构也需要具备足够的可靠性，以防止由于结构失效导致事故发生。

此外，作为飞机的设计要求之一，降
低飞机的重量对于提高飞机的性能和经济性至关重要。

总之，飞机结构分析与设计是一项非常重要和复杂的工作。

通过结构
分析和设计，可以保证飞机的安全性、稳定性和高效性。

在未来，随着航
空工程的发展和技术的进步，飞机结构分析和设计将面临更多的挑战和机遇。

相信在科学家和工程师的努力下，我们能够不断提升飞机的性能，并
为人类的空中旅行提供更加安全和舒适的体验。

飞机机翼设计中应注意的问题

飞机机翼设计中应注意的问题概述飞机机翼设计是飞机工程中的一个关键领域，它直接影响着飞机的性能和安全。

在进行飞机机翼设计时，有一些重要的问题需要注意。

材料和结构在选择机翼的材料和结构时，需考虑以下几点：- 强度和刚度：机翼必须足够强度和刚度，以承受飞行时的各种力和压力，确保飞行过程中的安全。

- 轻量化：机翼的材料和结构应尽量轻量化，以减少飞机的总重量，提高燃油效率和航程。

- 耐久性：材料和结构应具备足够的耐久性，能够承受长时间的使用和飞行中可能遇到的各种环境和温度变化。

气动性能机翼的气动性能对飞机的飞行性能至关重要。

以下是一些值得注意的问题：- 升力和阻力：机翼应能够产生足够的升力，以使飞机能够起飞和保持在空中。

同时，应尽量减少阻力，以提高飞机的速度和燃油效率。

- 气动稳定性：机翼设计应确保飞机在各种飞行条件下具有良好的气动稳定性，能够保持平稳的飞行状态，减少飞行中的颠簸和晃动。

- 气动噪音：机翼设计应尽量减少气动噪音的产生，以提供更为舒适的乘坐环境和减少对周围环境的干扰。

结构强度和安全机翼的结构强度和安全性是保证飞机飞行安全的重要因素。

以下是一些需要关注的问题：- 疲劳寿命：机翼的结构设计和材料选择应考虑到长时间使用的疲劳寿命，并采取相应的措施，以确保机翼在使用寿命内不会出现疲劳断裂等问题。

- 抗损伤性能：机翼设计应具备一定的抗损伤性能，能够在遭受外部冲击或意外情况下保持结构完整性，避免航空事故的发生。

- 防冰保温：机翼的设计应考虑到低温环境下的防冰保温措施，以防止冰雪对机翼的影响，确保飞行安全。

结论飞机机翼设计中需要注意的问题涉及材料和结构、气动性能、结构强度和安全等方面。

在进行机翼设计时，我们应注重以上问题，从而确保飞机具备良好的性能和安全性。

浅析歼八飞机机体结构设计的四个问题

Ｋｅｒｓｈｇｔｓｅｅ；ｖｂａｉｎ；ａｒ — ｌｓｉｂｈｖｏ；ｈａｔｓ；ｃｅｐｙｗｏｄ：ｉｈｓｅｓｌｖｌｉｒｔｒｏｅｏｅａｔｅａｉｒｅｔｒｓｒｅｃｓｅ
歼八飞机自１６９４年开始方案论证至今已４Ｏ
是降低了飞机寿命１０飞行小时（０５因它是一个不可拆卸的重要受力构件），歼八定寿准则是疲劳
设计方法，唯有这个接头却破例引用破损安全准则，将寿命凑够到３００飞行小时，而且为了这０
个短寿的接头，从７年代中期直到最后定寿，结０构强度人员反复做过大量试验补救，来保驾这个
框因安装发动机的空间要求，使结构高度无法增
加，所以提出减少四梁接头传来的载荷，即降低四梁接头刚度。
收稿日期：２０－０００８１— ４；修订日期：２０ — １００８１－６
第６期
赵智明：浅析歼八飞机机体结构设计的几个问题
７５
孔内缘拉伸应力水平高于外缘拉伸应力水平。而偏心力矩又叠加一个拉伸应力到耳片的下面，使其孑内缘拉伸应力水平急剧提高。１８Ｌ９９年的一次机翼四梁疲劳试验中，其９级载荷谱的第二级载荷就使耳片进入塑性（占最大载荷的３％）８，经反推其偏心应力占整个应力的３４左右，可见其严／重性。造成这种局面是１７１７年对机翼四梁接９５— ９６头做过一次极限设计课题研究。
赵智明
（阳飞机设计研究所，辽宁沈阳１０３）沈１０５摘要：对歼八飞机结构设计中出现的４个难点问题（机翼四梁接头耳片、原型机腹鳍、减速板、机尾罩尾

客运飞机基于设计因素产生客运飞机故障的实例分析

客运飞机基于设计因素产生客运飞机故障的实例分析飞机腐蚀是不可避免的问题，长久以来因腐蚀问题引发的飞行事故屡屡发生，不仅直接影响飞行安全，还给飞机机务维护维修工作造成了巨大的负担，并直接导致飞机维修费用的增加和飞机寿命的缩短。

因此本文选取客运飞机较为常见的部件腐蚀故障作为案例，从龙骨梁和客舱地板腐蚀两个角度分析客运飞机因为设计因素产生故障的实例。

1.1客运飞机龙骨梁腐蚀故障1.1.1设计缺陷分析1、通风排水客运飞机ADF天线组件采用可拆卸螺杆直接固定在龙骨梁下缘条下表面，与龙骨梁腹板、左右下缘条之间横向加强件组成了相对密闭的盒段。

该盒段通风能力极差，潮气难以及时被气流带走，导致盒段内结构表面长期笼罩在潮气环境中。

该盒段区域在通风排水中的主要问题是既无法在ADF天线组件上设置直接通往机身外部的排水孔，也难以在ADF天线组件上方左右下缘条之间横向加强件底部设置纵向排水缝。

2、装配密封客运飞机龙骨梁下缘条上表面托板螺帽仅采用直径为八分之一英寸的合金钢空芯铆钉固定龙骨梁下缘条上表面，连接强度明显不足。

空芯铆钉在振动环境中容易松动。

飞行过程中ADF天线组件承受气动载荷，容易导致空芯铆钉松动并使得托板螺帽底部龙骨梁表面漆层磨损、失效。

如图1所示。

（a）固定托板螺帽的空芯铆钉（b）托板螺帽底部龙骨梁磨损情况图1 龙骨梁下缘条上表面托板螺帽区域磨损托板螺帽材料为合金钢，表面仅采用镀镉处理。

镀镉膜层较软，在ADF天线组件气动载荷作用下同样容易磨损失效。

托板螺帽与龙骨梁上表面之间接合面没有采用密封胶湿装配。

龙骨梁上方空调组件冷热循环产生的冷凝水滴到龙骨梁下缘条上表面之后，很容易通过毛细虹吸原理进入并滞留在托板螺帽与龙骨梁下缘条之间接合面。

1.1.2维护措施飞机结构表面的防腐层由油漆和缓蚀剂组成。

虽然油漆层是结构的主要防腐层，但飞机投入使用后很难更换内部油漆层。

涂料表面的缓蚀剂可以代替结构表面的积水和结构连接处的缝隙，在结构表面形成蜡状保护膜。

飞机总体设计复习提纲

一、填空题（每空2分，共30分）1. 按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计，初步设计和详细设计。

2飞机结构和刚度规范中，通常规定安全系数为 1.5 。

2. 3机翼的主要平面形状参数中的组合参数有展弦比，根梢比。

4最重要的三个飞机总体设计参数是正常起飞重量，推重比，翼载荷。

3. 5武器的外挂方式包括（列举3种）机身外挂，机翼外挂，半埋式安装。

6根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总压恢复高，出口畸变小，阻力低，工作稳定。

7布置前三点式起落架时应该考虑的主要集合参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角，轮距，主轮距。

8飞机进气道设计主要包含三个性能参数，分别是进气道出口总压恢复，出口流场畸变，进气道阻力。

9机翼常见的的增升"装置包括：前缘缝翼、前缘襟翼、后缘襟翼。

10发动机类型包括：活塞式发动机、涡轮螺旋桨、涡轮风扇、涡轮桨扇、冲压喷气、液体火箭发动机等。

4. 11飞机的燃油包括三部分，分别是任务燃油，备用燃油，死油。

12起落架的布局形式有：前三点式、后三点式、四轮式、自行车式和小车____________________________5. 13起落架的结构型式：构架式，支柱套筒式，摇臂式14起落架刹车装置分为：弯块式刹车装置、胶6. 15飞机的阻力包括：摩擦阻力、压差阻力、干扰阻力、诱导阻力、波阻。

_ 16飞机的横侧操纵通常用副翼、襟副翼、扰流片、差动平尾来实现。

7. 17上反角可提高横向安定性，为避免横向安定性过大，大后掠翼飞机一般采用一定的下反角—18机翼扭转包括几何扭转和气动扭转，可以延缓翼梢气流失速。

19 一般来说，若采用涡轮风扇发动机，亚音速飞机采用高涵道比发动机，超音速飞机采用低涵道比发动机。

20在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小,下单翼更适应民用航空运输飞机的要求。

21飞机燃油箱通常有三种类型，包括整体油箱，软油箱，独立油箱。

飞机火灾事故原因分析

飞机火灾事故原因分析随着航空运输的快速发展，飞机作为一种高效、快速的交通工具，已成为人们出行的首选。

然而，飞机的安全问题一直备受关注。

特别是飞机火灾事故，给机上人员和地面人员的生命财产安全造成了严重威胁。

因此，深入分析飞机火灾事故的原因，对提高航空安全水平具有重要意义。

飞机火灾事故的原因往往是多方面的，包括飞机自身设计问题、飞行员操作失误、机场设施问题等多个方面。

下面，我们从飞机设计、飞行员操作、机场设施等多个角度对飞机火灾事故的原因进行分析。

一、飞机设计问题1.1 电气系统问题飞机的各种设备需要大量的电力支持，因此飞机的电气系统非常复杂。

电气系统问题是飞机火灾事故的一个重要原因。

飞机电气系统故障可能导致短路、过载等问题，从而引发火灾。

这种情况下，飞机机载火灾探测系统和灭火系统的及时响应就显得尤为重要。

1.2 燃油系统问题飞机燃油系统的设计和维护不当，也是导致飞机火灾事故的原因之一。

燃油泄漏、燃油管路老化、燃油泵故障等问题都可能导致火灾发生。

因此，飞机燃油系统的设计和维护要严格按照标准操作，确保飞机的燃油系统安全可靠。

1.3 液压系统问题飞机的液压系统同样是一个重要的安全系统，其故障也可能导致火灾事故的发生。

例如，液压油泄漏、液压管路老化等问题都可能引发火灾。

因此，飞机液压系统的设计和维护同样需要非常慎重。

1.4 机身结构问题飞机的机身结构如果设计不合理或者使用了劣质材料，也可能成为火灾事故的导火索。

例如，机身结构零部件的老化、腐蚀等问题都可能导致机身局部着火，最终引发火灾。

因此，飞机的机身结构设计和材料选用非常重要。

二、飞行员操作问题2.1 疏忽大意飞行员在执行飞行任务时，如果疏忽大意，可能导致飞机发生意外。

例如，在飞机加油时，飞行员没有关闭发动机，导致燃油泄漏引发火灾。

因此，飞行员在执行任务时必须高度集中注意力，确保操作的每一个环节都符合标准操作程序。

2.2 非标准操作有些飞行员可能出于个人原因，或者受到其他外界因素影响，执行了一些非标准操作，这种操作可能成为火灾事故的原因之一。

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)。