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1、Unit4 機身： 1、機身設(shè)計基本要求：容積足夠大、氣動阻力小、結(jié)構(gòu)好布置、適航要求 2、機身當量直徑：最大截面積等效成圓形時的直徑。 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、機身長徑比小則剛性好，有利于機型系列化，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，機身有利長徑比增加。 7、機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、機身上翹角還與著陸時的著地角有關(guān)。 9、機身設(shè)計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截面稱為機身控制截面。 11、亞

2、音速飛機采用流線型機身，最大截面積在三分之一；高亞音速采用層流機身以延緩激波的產(chǎn)生；超音速飛機采用大長徑比機身以減小波阻。 12、機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。 14、機身內(nèi)艙向外增加100~140mm。 15、面積率是研究飛機機體橫截面積和分布規(guī)律與波阻之間相互關(guān)系的理論，為使飛機在跨聲速范圍內(nèi)的阻力最小，飛機各個部件組合在一起的橫截面積得分布圖形，應(yīng)相當于一個最小阻力的當量旋成體。（收蜂腰，錯開平尾垂尾和發(fā)動機短艙的縱向位置）。 16、采用翼身融合體的好處：大迎角飛行時產(chǎn)生較強脫體渦提高升力；減小雷達散射面積有利于隱身；增

3、加了機身容積。 Unit5 主要參數(shù)確定： 1、三個基本參數(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：空機重量、不可用燃油重量、機組人員重量； 4、空機重量包括：結(jié)構(gòu)重量、設(shè)備重量、動力裝置重量。 5、民機每人80kg，短程行李15kg，長途行李20kg；機組人員每人80kg、行李15kg；軍機每人95kg。 6、使用燃油重量=（1-燃油系數(shù)）*飛機起飛重量 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（計算飛行性能時常用），最大飛行重量指結(jié)構(gòu)強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%彈藥時的重量，最大著陸重量指受強度限制能保證安全著陸的最大重量。 10、進場速度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、對比分析法：翼載荷取小值，推重比取大值。 Unit6發(fā)動機的選擇: 1、要求:各飛行階段發(fā)動機推力、耗油率低、重量輕、尺寸小、安全可靠、壽命長、使用維護方便、價格

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、對速度高度要求不高的飛機、強度輕便靈活操縱方便的飛機。 4、渦輪噴氣：結(jié)構(gòu)緊湊推力大、耗油率高。應(yīng)用于教練機和戰(zhàn)斗機。 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。應(yīng)用于需求功率較大，速度要求稍高的民機、軍用運輸機，M數(shù)大于0.5小于0.75的飛機。 6、渦輪風(fēng)扇：亞聲速不加力時耗油率低、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多采用小涵道比加力式渦扇發(fā)動機 7、沖壓：結(jié)構(gòu)簡單重量輕、低速時不能啟動。應(yīng)用于無人機。 8、發(fā)動機參數(shù)： 涵道比：流經(jīng)旁路管道的空氣流量與流經(jīng)燃氣發(fā)生器的空氣流量之比。 增壓比：發(fā)動機出口壓力與進口壓力之比。 渦輪前溫度：發(fā)動機第一級渦輪入口處的燃氣溫度。 比推力：單位空氣流量的推力。取決于前三者。 9、發(fā)動機效率=熱效率*傳輸效率*推進效率 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。 傳輸效率是燃氣轉(zhuǎn)換到推進噴流的效率，取決于風(fēng)扇和渦輪效率。 推進效率是推進噴流系統(tǒng)的效率：風(fēng)扇直徑越大，比推力越小

7、，推進效率越高。 10、高涵道比的發(fā)動機推力比低，且速度越快推力損失越大。 11、耗油率=小時耗油量/推力 理想耗油率=飛機做工熱當量/（所消耗燃油熱卡值*推力） 實際耗油率=理想耗油率/發(fā)動機效率。 12、對于民機選擇發(fā)動機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 短艙飛機對發(fā)動機價格較敏感：選小涵道比、小增壓比；遠程飛機對燃油效率更敏感：選大涵道比、大增壓比。 13、發(fā)動機性能指標：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)動機價格越高。 15、活塞螺旋槳發(fā)動機：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)動機：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)動機隨著涵道比增大，推力減小耗油率也減小。 Unit7 機翼設(shè)計 1、氣動要求：高速巡航時升阻比大、低速起飛著陸時升力系數(shù)大、操穩(wěn)； 2、結(jié)構(gòu)要求：重量輕、剛度強度滿足

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、相對厚度12%—18%時最大升力系數(shù)最大；前緣半徑增大，最大升力系數(shù)增加；相對彎度增加，最大升力系數(shù)增大。 6、相對厚度較小時，升力線斜率就約等于2π/rad；相對厚度較大時，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，相對厚度對阻力系數(shù)影響??；跨超音速時，相對厚度增大，M臨降低，阻力增大。 8、最大厚度位置后移，阻力降低。 9、相對彎度越大，力矩系數(shù)越負；相對厚度對力矩系數(shù)影響小。 10、相對彎度越大，零升迎角越負。 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，Kmax影響航程和航時，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 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、為兼顧各個速度范圍的性能，大多數(shù)超音速飛機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； NACA XYZZ：相對彎度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)計升力系數(shù)X*（3/20），最大彎度位置Y/20，中弧線無拐點W=0、有拐點w=1，相對彎度為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)計升力系數(shù)=

12、 巡航升力系數(shù)，由平衡關(guān)系計算，初步設(shè)計時近似認為機翼和翼型的升力系數(shù)相等； 24、選擇翼型要注意：設(shè)計升力系數(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、亞音速飛機相對彎度大，相對厚度12%左右；超音速飛機相對彎度小，相對厚度3%~6%； 26、展弦比=l/S； 27、平均氣動弦長：把機翼展向各面的力矩特性加以平均而計算出來的等面積矩形當量弦長。 28、平均氣動弦長公式： 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?。ㄐ≌瓜冶瓤煞乐勾蠊ソ菚r翼尖失速）；低速飛機誘導(dǎo)阻力

13、越小，高速飛機波阻越大；機翼根部彎矩增大，結(jié)構(gòu)重量增加； 展弦比減小，亞音速到超音速焦點移動量減小，飛機橫滾阻尼降低，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“自動上仰”，重量增加，不利于起落架布置 亞聲速飛機后掠角小于15，超音速飛機后掠角子啊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，對高亞音速飛機可提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。平均厚

14、度=（t根+t尖）/（C根+C尖） 33、相對厚度大、后掠角大；相對厚度小、后掠角??；在確定機翼平均相對厚度后，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、 大后掠飛機低速飛行時：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)生強脫體渦，直接產(chǎn)生渦升力；脫體渦推遲機翼表面氣流分離；可改善大迎角性能 36、機翼安裝角指機翼根弦與機身軸線的夾角 37、氣動扭轉(zhuǎn)角是利用翼根與翼尖翼型不同實現(xiàn)的；負扭轉(zhuǎn)和氣動扭轉(zhuǎn)可延緩翼尖失速，影響誘導(dǎo)阻力 38、上反角指機翼基準面于飛機對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)翼擴展有利于起落架布置，降低根部升力系數(shù)，便于氣動設(shè)計 Unit8 增升裝置： 1、機翼的翼型和平面形狀是按巡航狀態(tài)設(shè)計的，其氣動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翼彎度，控制附面層延遲氣流分離以提高CL；或者增大機翼面積； 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翼后緣噴射高速射流層作為“襟翼”，增加機翼環(huán)量提高升力。同時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、輕型飛機采用單縫襟翼，支線客機和公務(wù)機以及噴氣運輸機采用雙、三縫襟翼，現(xiàn)代客機采用前緣開縫襟翼，戰(zhàn)斗機采用簡單前緣襟翼 9、副翼用來提供足夠大的滾轉(zhuǎn)力矩以滿足對飛機橫向操縱要求。 10、擾流板安裝在機翼上表面、后緣襟翼前面，打開時可減小升力加速下降；非對稱打開可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，對稱打開時可增加阻

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翼：增大機翼面積、縮小展弦比、增加相對厚度同時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、氣動中心：力矩系數(shù)在該點不隨升力系數(shù)變化 4、要穩(wěn)定：重心在焦點前 5、靜穩(wěn)定裕度=Xa.c.-Xc.g. 6、機翼中立穩(wěn)定、機身不穩(wěn)定、尾翼穩(wěn)定 7、平尾容量=（平尾面積*尾力臂

18、）/（機翼面積*平均氣動弦長） 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）/（機翼面積*翼展） 10、平尾不能比機翼先失速所以平尾的展弦比要比機翼的?。缓舐咏潜葯C翼大五倍；相對厚度比機翼略?。淮刮哺冶容^??； Unit10 起落架： 1、停機角：飛機水平基準線與跑道平面之間的夾角；選擇停機角，應(yīng)使起飛滑跑距離最短。 2、著陸角（擦地角）：主輪接地點與機身尾部最低點間的平面和地面的夾角；按著陸迎角覺定 3、后防倒立角：過小會容易發(fā)生尾部倒立事故；過大會前輪載荷增加，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)滿足飛機滑跑轉(zhuǎn)彎時不側(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：飛機重心到地面距離；保證起飛著陸有小滾轉(zhuǎn)時尾部、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)動機、更強起落架、更大的機翼尾翼、成本增加、結(jié)構(gòu)更重。 2、機翼重量=Cy（mr+mc+Cx）M0 3、最大起飛重量

20、=M機身+M商載+M使用項目+M機翼+M尾翼+M動力+M起落架+M系統(tǒng)和固定設(shè)備+M燃油 4、客機結(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：飛機在飛行過程中，重心可能的最前最后位置。 6、直機翼重心：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，空氣微團與飛機表面摩擦而產(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)動機堵塞引起的阻力 3、零升阻力=摩擦阻力+形阻； 4、跨聲速壓縮阻力：飛機跨聲速飛行速度超過M臨時，機翼上出現(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)、機翼設(shè)計水平； 5、抖振：對高亞音速跨聲速飛機，當升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達到一定值時，會發(fā)生明顯的氣流分離導(dǎo)致機體和操縱面抖振。 6、抖振條件：升力系數(shù)接近CLmax（90%），機翼上表面氣流分離；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、起飛場長=起飛距離1.15。 3、決策速度：發(fā)動機失效時的決定飛機繼續(xù)起飛還是剎車減速的臨界速度。 4、平衡場長：在決策速度發(fā)現(xiàn)一臺發(fā)動機失效后繼續(xù)起飛到達安全高度的水平距離等于減速停止的水平距離； 5、發(fā)動機推力T、機翼面積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、機場高速H增加，起飛距離增加； 6、民機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=機場距離+拉平距離+地面滑跑距離;取決于失速速度 9、進場速度為失速速度的1.3倍。L=W=q*CLmax*Vstall