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1、Unit4 機(jī)身： 1、機(jī)身設(shè)計(jì)基本要求：容積足夠大、氣動(dòng)阻力小、結(jié)構(gòu)好布置、適航要求 2、機(jī)身當(dāng)量直徑：最大截面積等效成圓形時(shí)的直徑。 3、波阻、型阻（壓差阻力）隨長徑比增大而減小，摩擦阻力隨長徑比增大而增大。 4、機(jī)身長徑比小則剛性好，有利于機(jī)型系列化，但阻力大。 5、頭部長徑比越大，阻力發(fā)散馬赫數(shù)越大。 6、隨著M數(shù)增加，機(jī)身有利長徑比增加。 7、機(jī)身上翹角越大摩擦阻力越小、型阻越大、尾翼面積越大，；反之則反之。 8、機(jī)身上翹角還與著陸時(shí)的著地角有關(guān)。 9、機(jī)身設(shè)計(jì)成圓弧狀有利于減小摩擦阻力和承受內(nèi)壓。 10、按內(nèi)部裝載要求定出的各個(gè)截面稱為機(jī)身控制截面。 11、亞

2、音速飛機(jī)采用流線型機(jī)身，最大截面積在三分之一；高亞音速采用層流機(jī)身以延緩激波的產(chǎn)生；超音速飛機(jī)采用大長徑比機(jī)身以減小波阻。 12、機(jī)身尾端收斂角要小于3，以免氣流分離。 13、應(yīng)急出口要保證所有人員在90秒內(nèi)撤離飛機(jī)。 14、機(jī)身內(nèi)艙向外增加100~140mm。 15、面積率是研究飛機(jī)機(jī)體橫截面積和分布規(guī)律與波阻之間相互關(guān)系的理論，為使飛機(jī)在跨聲速范圍內(nèi)的阻力最小，飛機(jī)各個(gè)部件組合在一起的橫截面積得分布圖形，應(yīng)相當(dāng)于一個(gè)最小阻力的當(dāng)量旋成體。（收蜂腰，錯(cuò)開平尾垂尾和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的縱向位置）。 16、采用翼身融合體的好處：大迎角飛行時(shí)產(chǎn)生較強(qiáng)脫體渦提高升力；減小雷達(dá)散射面積有利于隱身；增

3、加了機(jī)身容積。 Unit5 主要參數(shù)確定： 1、三個(gè)基本參數(shù)：最大起飛重量、翼載荷、推重比 2、最大起飛重量包括：使用空重、有效載荷、燃油重量。 3、使用空重包括：空機(jī)重量、不可用燃油重量、機(jī)組人員重量； 4、空機(jī)重量包括：結(jié)構(gòu)重量、設(shè)備重量、動(dòng)力裝置重量。 5、民機(jī)每人80kg，短程行李15kg，長途行李20kg；機(jī)組人員每人80kg、行李15kg；軍機(jī)每人95kg。 6、使用燃油重量=（1-燃油系數(shù)）*飛機(jī)起飛重量 燃油總重=使用燃油重量+備用燃油重量 7、正常起飛重量是技術(shù)要求給定的滿足最大技術(shù)航程的起飛重量不帶外掛，最大起飛重量是根據(jù)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和起飛

4、安全條件給出的；、 8、正常飛行重量是有50%余油的重量（計(jì)算飛行性能時(shí)常用），最大飛行重量指結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和飛行安全所限制的飛行重量（空中加油受此限制）； 9、正常著陸重量指剩余20%燃油和50%彈藥時(shí)的重量，最大著陸重量指受強(qiáng)度限制能保證安全著陸的最大重量。 10、進(jìn)場(chǎng)速度Va等于1.3倍的失速速度，失速速度Vstall= 11、界限圖確定翼載荷要盡量靠右，確定推重比要盡量靠下，并留有充足余量。 12、對(duì)比分析法：翼載荷取小值，推重比取大值。 Unit6發(fā)動(dòng)機(jī)的選擇: 1、要求:各飛行階段發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率低、重量輕、尺寸小、安全可靠、壽命長、使用維護(hù)方便、價(jià)格

5、低、環(huán)保。 2、種類：活塞式螺旋槳、渦輪噴氣、渦輪螺旋槳、渦輪風(fēng)扇、沖壓、火箭。 3、活塞式螺旋槳：價(jià)格便宜耗油率低、壽命短、只適用于亞聲速。低速性能好，應(yīng)用于輕型飛機(jī)、對(duì)速度高度要求不高的飛機(jī)、強(qiáng)度輕便靈活操縱方便的飛機(jī)。 4、渦輪噴氣：結(jié)構(gòu)緊湊推力大、耗油率高。應(yīng)用于教練機(jī)和戰(zhàn)斗機(jī)。 5、渦輪螺旋槳（噴氣推力小、靠螺旋槳拉力）：耗油率低、功率重量大、迎風(fēng)面積功率值大、故障率低使用壽命長、受效率限制只適用于亞聲速飛機(jī)。應(yīng)用于需求功率較大，速度要求稍高的民機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)，M數(shù)大于0.5小于0.75的飛機(jī)。 6、渦輪風(fēng)扇：亞聲速不加力時(shí)耗油率低、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、迎風(fēng)面積大。應(yīng)用廣泛，M數(shù)大于

6、0.7。許多亞音速巡航的超音速軍機(jī)多采用小涵道比加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 7、沖壓：結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單重量輕、低速時(shí)不能啟動(dòng)。應(yīng)用于無人機(jī)。 8、發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)： 涵道比：流經(jīng)旁路管道的空氣流量與流經(jīng)燃?xì)獍l(fā)生器的空氣流量之比。 增壓比：發(fā)動(dòng)機(jī)出口壓力與進(jìn)口壓力之比。 渦輪前溫度：發(fā)動(dòng)機(jī)第一級(jí)渦輪入口處的燃?xì)鉁囟取? 比推力：?jiǎn)挝豢諝饬髁康耐屏?。取決于前三者。 9、發(fā)動(dòng)機(jī)效率=熱效率*傳輸效率*推進(jìn)效率 增壓比越高，熱效率越高；最大增壓比受渦輪材料和冷卻技術(shù)的限制。 傳輸效率是燃?xì)廪D(zhuǎn)換到推進(jìn)噴流的效率，取決于風(fēng)扇和渦輪效率。 推進(jìn)效率是推進(jìn)噴流系統(tǒng)的效率：風(fēng)扇直徑越大，比推力越小

7、，推進(jìn)效率越高。 10、高涵道比的發(fā)動(dòng)機(jī)推力比低，且速度越快推力損失越大。 11、耗油率=小時(shí)耗油量/推力 理想耗油率=飛機(jī)做工熱當(dāng)量/（所消耗燃油熱卡值*推力） 實(shí)際耗油率=理想耗油率/發(fā)動(dòng)機(jī)效率。 12、對(duì)于民機(jī)選擇發(fā)動(dòng)機(jī)推力要使得使用成本最小，與使用成本有關(guān)因素（耗油率、重量、尺寸、價(jià)格） 涵道比增加→耗油率降低→重量增加→成本增加； 增壓比和渦輪前溫度增加→熱效率增加→復(fù)雜性增加 短艙飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格較敏感：選小涵道比、小增壓比；遠(yuǎn)程飛機(jī)對(duì)燃油效率更敏感：選大涵道比、大增壓比。 13、發(fā)動(dòng)機(jī)性能指標(biāo)：推力、巡航耗油率、推重比、單位迎面推力。 14、推力越大、耗油率越

8、小，發(fā)動(dòng)機(jī)價(jià)格越高。 15、活塞螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)：功率不隨速度變化，在一定高度下也不隨高度變化（緩慢增加），但在超過此高度后則降低；耗油率隨速度增加而增大，不隨高度變化；拉力隨速度和高度的增加而減小。 16、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)：推力隨M增大先略有下降然后增大之后迅速減小，隨高度增大而減?。ǖ陀?1km時(shí)減小緩和，高于11km迅速降低）；耗油率隨速度增大而升高，隨高度先降低后緩慢升高。 17、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)隨著涵道比增大，推力減小耗油率也減小。 Unit7 機(jī)翼設(shè)計(jì) 1、氣動(dòng)要求：高速巡航時(shí)升阻比大、低速起飛著陸時(shí)升力系數(shù)大、操穩(wěn)； 2、結(jié)構(gòu)要求：重量輕、剛度強(qiáng)度滿足

9、； 3、容積要求：布置油箱、起落架和操縱系統(tǒng)； 4、升力：l=Cl*qc；阻力d=Cd*qc。俯仰力矩：m=Cm*qc 5、相對(duì)厚度12%—18%時(shí)最大升力系數(shù)最大；前緣半徑增大，最大升力系數(shù)增加；相對(duì)彎度增加，最大升力系數(shù)增大。 6、相對(duì)厚度較小時(shí)，升力線斜率就約等于2π/rad；相對(duì)厚度較大時(shí)，4、5位翼型隨厚度增大升力線斜率較小，6位翼型增大。 7、亞音速時(shí)，相對(duì)厚度對(duì)阻力系數(shù)影響小；跨超音速時(shí)，相對(duì)厚度增大，M臨降低，阻力增大。 8、最大厚度位置后移，阻力降低。 9、相對(duì)彎度越大，力矩系數(shù)越負(fù)；相對(duì)厚度對(duì)力矩系數(shù)影響小。 10、相對(duì)彎度越大，零升迎角越負(fù)。 11、最大

10、升力系數(shù)影響起降性能，最小阻力系數(shù)影響Vmax，升力線斜率大有利于起降巡航和激動(dòng)，Kmax影響航程和航時(shí)，零升力矩越大配平力矩和配平阻力越大，失速迎角影響著陸擦地角和大迎角性能。 12、相對(duì)厚度越大結(jié)構(gòu)越輕，內(nèi)部容積越大。 13、層流翼型阻力小，最大厚度位置靠后，適合高亞音速飛機(jī) 14、高升力翼型：升力系數(shù)大，前緣半徑大，上表面平坦，下表面后緣彎度較大 NACA44 NACA24 NACA230 GAW-1 GAW-2； 15、尖峰翼型：阻力發(fā)散馬赫數(shù)高于NACA 6系列 16、超臨界翼型：跨音速激波強(qiáng)度弱且靠近后緣，低頭力矩大 17、超聲速翼型：尖前緣，氣流容易分離，亞聲速性能差

11、。 18、為兼顧各個(gè)速度范圍的性能，大多數(shù)超音速飛機(jī)仍采用小鈍頭亞聲速翼型 19、低力矩翼型：低頭力矩小甚至抬頭，S形。 20、NACA 4位：最早建立，低速翼型；適用于輕型飛機(jī)； NACA XYZZ：相對(duì)彎度X%、最大彎度位置0.Y、最大彎度位置ZZ%。 21、NACA 5位：低速翼型，最大彎度位置提前使最大升力系數(shù)提高、阻力系數(shù)減小、但失速性能差。 Naca XYWZZ：設(shè)計(jì)升力系數(shù)X*（3/20），最大彎度位置Y/20，中弧線無拐點(diǎn)W=0、有拐點(diǎn)w=1，相對(duì)彎度為ZZ% 22、NACA 6位：層流翼型，阻力低、較高的最大升力系數(shù)，較高的M臨 24、設(shè)計(jì)升力系數(shù)=

12、 巡航升力系數(shù)，由平衡關(guān)系計(jì)算，初步設(shè)計(jì)時(shí)近似認(rèn)為機(jī)翼和翼型的升力系數(shù)相等； 24、選擇翼型要注意：設(shè)計(jì)升力系數(shù)附近阻力小，最大升力系數(shù)高、失速緩和，俯仰力矩系數(shù)較低避免大的配平阻力，結(jié)構(gòu)高度大以減重且邊緣內(nèi)部布置。 25、亞音速飛機(jī)相對(duì)彎度大，相對(duì)厚度12%左右；超音速飛機(jī)相對(duì)彎度小，相對(duì)厚度3%~6%； 26、展弦比=l/S； 27、平均氣動(dòng)弦長：把機(jī)翼展向各面的力矩特性加以平均而計(jì)算出來的等面積矩形當(dāng)量弦長。 28、平均氣動(dòng)弦長公式： 前緣后掠角和弦線后掠角之間的關(guān)系 29、展弦比越大，升力線斜率越大，失速攻角減小（小展弦比可防止大攻角時(shí)翼尖失速）；低速飛機(jī)誘導(dǎo)阻力

13、越小，高速飛機(jī)波阻越大；機(jī)翼根部彎矩增大，結(jié)構(gòu)重量增加； 展弦比減小，亞音速到超音速焦點(diǎn)移動(dòng)量減小，飛機(jī)橫滾阻尼降低，根部弦長增大，結(jié)構(gòu)高度增加，利于起落架油箱等構(gòu)件布置； 30、橢圓形機(jī)翼誘導(dǎo)阻力最小，根梢比為2.5最好。 根梢比增大，重量降低，容積增大，但翼尖易失速 31、后掠角增大，M臨提高，延緩激波，波阻降低，但升力線斜率降低，最大升力系數(shù)降低，升阻比降低，易“自動(dòng)上仰”，重量增加，不利于起落架布置 亞聲速飛機(jī)后掠角小于15，超音速飛機(jī)后掠角子啊25到40之間。 32、厚度從根部到尖部逐漸分布減小，結(jié)構(gòu)承力，對(duì)高亞音速飛機(jī)可提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。平均厚

14、度=（t根+t尖）/（C根+C尖） 33、相對(duì)厚度大、后掠角大；相對(duì)厚度小、后掠角小；在確定機(jī)翼平均相對(duì)厚度后，唉滿足阻力發(fā)散馬赫數(shù)的前提下，應(yīng)使后掠角盡量小。 34、 大后掠飛機(jī)低速飛行時(shí)：升力線斜率小、最大升力系數(shù)小、翼尖氣流易分離，小后掠飛機(jī)高速飛行零升阻力大。兼顧二者用變后掠。 35、邊條翼產(chǎn)生強(qiáng)脫體渦，直接產(chǎn)生渦升力；脫體渦推遲機(jī)翼表面氣流分離；可改善大迎角性能 36、機(jī)翼安裝角指機(jī)翼根弦與機(jī)身軸線的夾角 37、氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)角是利用翼根與翼尖翼型不同實(shí)現(xiàn)的；負(fù)扭轉(zhuǎn)和氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)可延緩翼尖失速，影響誘導(dǎo)阻力 38、上反角指機(jī)翼基準(zhǔn)面于飛機(jī)對(duì)稱面垂線之間的夾角：影響側(cè)向和荷蘭穩(wěn)定性以

15、及外掛與地面距離。上單翼、T型平尾和后掠翼都會(huì)增加側(cè)向穩(wěn)定性所以上反角較小。 39、翼梢小翼遮擋翼尖漩渦，漩渦在小翼上產(chǎn)生升力并減小阻力 40、增加內(nèi)翼擴(kuò)展有利于起落架布置，降低根部升力系數(shù)，便于氣動(dòng)設(shè)計(jì) Unit8 增升裝置： 1、機(jī)翼的翼型和平面形狀是按巡航狀態(tài)設(shè)計(jì)的，其氣動(dòng)特性不能滿足起飛著陸要求，所以需要增升裝置。 2、L=q*S*CL，想增加升力可以增加愛機(jī)翼彎度，控制附面層延遲氣流分離以提高CL；或者增大機(jī)翼面積； 3、襟翼類型：前緣襟翼、前緣蜂翼、后緣襟翼、吹氣襟翼 4、后緣襟翼有：簡(jiǎn)單、開裂、富勒、單縫、雙縫、多縫 5、吹起襟翼流向吹氣控制附面層，使之獲

16、得附加能量、避免氣流分離。 展向吹氣襟翼沿 后緣襟翼前緣軸向吹射氣流，形成一個(gè)類似大后掠翼卷起的脫體渦，從而產(chǎn)生增升效果。 6、噴氣襟翼是利用從機(jī)翼后緣噴射高速射流層作為“襟翼”，增加機(jī)翼環(huán)量提高升力。同時(shí)噴流反作用力可增加推力 7、展弦比、根梢比越大、后掠角越小，襟翼增升效果越好 8、輕型飛機(jī)采用單縫襟翼，支線客機(jī)和公務(wù)機(jī)以及噴氣運(yùn)輸機(jī)采用雙、三縫襟翼，現(xiàn)代客機(jī)采用前緣開縫襟翼，戰(zhàn)斗機(jī)采用簡(jiǎn)單前緣襟翼 9、副翼用來提供足夠大的滾轉(zhuǎn)力矩以滿足對(duì)飛機(jī)橫向操縱要求。 10、擾流板安裝在機(jī)翼上表面、后緣襟翼前面，打開時(shí)可減小升力加速下降；非對(duì)稱打開可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，對(duì)稱打開時(shí)可增加阻

17、力、減速、縮短著陸距離； 11、布置梁要考慮：結(jié)構(gòu)高度、襟翼副翼尺寸、操縱機(jī)構(gòu)所需空間、燃油容積； 12、燃油裝在前后梁之間，如果燃油容積不滿足要求要修改機(jī)翼：增大機(jī)翼面積、縮小展弦比、增加相對(duì)厚度同時(shí)增大后掠角以滿足阻力發(fā)散馬赫數(shù)要求。 Unit9 尾翼： 1、尾翼用來保證飛機(jī)縱向和側(cè)向的穩(wěn)定和操縱，配平。 2、縱向靜穩(wěn)定條件：dCm/dCL=Xc.g.-Xa.c.小于零； 3、氣動(dòng)中心：力矩系數(shù)在該點(diǎn)不隨升力系數(shù)變化 4、要穩(wěn)定：重心在焦點(diǎn)前 5、靜穩(wěn)定裕度=Xa.c.-Xc.g. 6、機(jī)翼中立穩(wěn)定、機(jī)身不穩(wěn)定、尾翼穩(wěn)定 7、平尾容量=（平尾面積*尾力臂

18、）/（機(jī)翼面積*平均氣動(dòng)弦長） 8、平尾容量要求滿足重心在前后限 9、垂尾容量：（垂尾面積*垂尾力臂）/（機(jī)翼面積*翼展） 10、平尾不能比機(jī)翼先失速所以平尾的展弦比要比機(jī)翼的?。缓舐咏潜葯C(jī)翼大五倍；相對(duì)厚度比機(jī)翼略?。淮刮哺冶容^?。? Unit10 起落架： 1、停機(jī)角：飛機(jī)水平基準(zhǔn)線與跑道平面之間的夾角；選擇停機(jī)角，應(yīng)使起飛滑跑距離最短。 2、著陸角（擦地角）：主輪接地點(diǎn)與機(jī)身尾部最低點(diǎn)間的平面和地面的夾角；按著陸迎角覺定 3、后防倒立角：過小會(huì)容易發(fā)生尾部倒立事故；過大會(huì)前輪載荷增加，抬前輪困難，延長起飛滑跑距離。 4、前主輪距：前起與主起之間的縱向距離；過小影響地面操縱

19、，過大不易抬前輪。連接時(shí)注意與連接結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào)，另外要注意與收放空間協(xié)調(diào)。 5、主輪距：最小主輪距應(yīng)滿足飛機(jī)滑跑轉(zhuǎn)彎時(shí)不側(cè)向翻倒；另外要與連接件和收放空間協(xié)調(diào)。 6、起落架高度：飛機(jī)重心到地面距離；保證起飛著陸有小滾轉(zhuǎn)時(shí)尾部、外掛短艙不擦地，為減輕重量應(yīng)盡量低。 7、輪胎類型：低壓、超高壓、超高壓低斷面 8、跑道類型：柔性、剛性 Unit11 重量重心估算： 1、重量增加后果：航程縮短、爬升率降低、起飛著陸距離增加；若保持性能不變，則有效載荷減小、油耗增加、需要更大發(fā)動(dòng)機(jī)、更強(qiáng)起落架、更大的機(jī)翼尾翼、成本增加、結(jié)構(gòu)更重。 2、機(jī)翼重量=Cy（mr+mc+Cx）M0 3、最大起飛重量

20、=M機(jī)身+M商載+M使用項(xiàng)目+M機(jī)翼+M尾翼+M動(dòng)力+M起落架+M系統(tǒng)和固定設(shè)備+M燃油 4、客機(jī)結(jié)構(gòu)重量一般占最大起飛重量的30%~35% 5、正常使用重心：飛機(jī)在飛行過程中經(jīng)常保持的重心位置； 使用重心前后限：飛機(jī)在飛行過程中，重心可能的最前最后位置。 6、直機(jī)翼重心：40%半展長、38~40%CA；后掠翼重心：35%半展長、40~42%CA； 尾翼重心：38%半展長、45~50%CA 7、 Unit12 氣動(dòng)特性分析： 1、阻力包括：升至阻力、摩擦阻力、跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻； 總阻力=零升阻力+升至阻力+壓縮阻力+（起落架放下阻力增量、襟翼打

21、開阻力增量、單發(fā)失效阻力增量） 2、升至阻力：伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力；摩擦阻力：由于空氣粘性，空氣微團(tuán)與飛機(jī)表面摩擦而產(chǎn)生的阻力；形阻：由于物體形狀而引起的壓差阻力；單發(fā)失效阻力：發(fā)動(dòng)機(jī)堵塞引起的阻力 3、零升阻力=摩擦阻力+形阻； 4、跨聲速壓縮阻力：飛機(jī)跨聲速飛行速度超過M臨時(shí)，機(jī)翼上出現(xiàn)局部超聲速氣流，產(chǎn)生壓縮阻力。影響因素：飛行升力系數(shù)、馬赫數(shù)、機(jī)翼設(shè)計(jì)水平； 5、抖振：對(duì)高亞音速跨聲速飛機(jī)，當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達(dá)到一定值時(shí)，會(huì)發(fā)生明顯的氣流分離導(dǎo)致機(jī)體和操縱面抖振。 6、抖振條件：升力系數(shù)接近CLmax（90%），機(jī)翼上表面氣流分離；飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)（103%

22、），機(jī)翼上激波引起不穩(wěn)定氣流導(dǎo)致氣流分離；CL越大，MDD越小。 Unit13 性能分析： 1、起飛速度： 2、起飛場(chǎng)長=起飛距離1.15。 3、決策速度：發(fā)動(dòng)機(jī)失效時(shí)的決定飛機(jī)繼續(xù)起飛還是剎車減速的臨界速度。 4、平衡場(chǎng)長：在決策速度發(fā)現(xiàn)一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)失效后繼續(xù)起飛到達(dá)安全高度的水平距離等于減速停止的水平距離； 5、發(fā)動(dòng)機(jī)推力T、機(jī)翼面積S、起飛升力系數(shù)CL增加，起飛距離下降； 起飛重量Wto、起飛阻力系數(shù)CD、機(jī)場(chǎng)高速H增加，起飛距離增加； 6、民機(jī)爬升性能由第二階段爬升要求決定。 7、爬升梯θ=T-D/W；起飛重量增加，θ減??； 8、著陸距離=機(jī)場(chǎng)距離+拉平距離+地面滑跑距離;取決于失速速度 9、進(jìn)場(chǎng)速度為失速速度的1.3倍。L=W=q*CLmax*Vstall