飞机总体设计大作业
飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班
目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20
4-1 梁的根部接头是固接，梁的缘条可以传递弯矩，纵墙的根部接头是绞接，它本身不能传递弯矩。 4-2 4-3
4-23 4-24 4-26 （1）在A-A 肋处，蒙皮没有发生突变，所以A-A 肋在传扭时不起作用。 （2）前梁在A-A 剖面处发生转折，前梁上弯矩M 分为两部分21M M M +=，1M 由前 梁传给机身，2M 传给A-A 肋。
4-30 机翼外段长桁上的轴向力通过蒙皮剪切向前后梁扩散，到根部全部转移到前后梁的缘条上去。 4-31 1. L 前=L 后
（1） Q 的分配 K=2 2EJ L L 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关 Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ + = 1 12Q + = 0.333Q = 3330kg = 33.3KN Q 2= 6670kg = 66.7KN (2) M 的分配 K=KJ L ∴ 关系式仍同上 1M = 0.333?5?105 = 1666.7 KN m M 2= 0.667?5?105 = 3335 KN m （3） M t 的分配 M t1= 5510t M += 0.333?3?103 = 0.999?103 kg.m = 10 KN m M t2 = 0.667?3?103 = 2.001?103 kg.m = 20 KNm 2. L 前=3000 mm L 后=1500 mm (1) Q 的分配 K=2 2EJ L K 1= 2? () 12 2 103000= 2?12 6 10910 ?=2 9?106 = 2?106?0.111 K 2= 2?( )12 2 101500= 2?29?106 = 22 2.25??106 = 2?106?0.889 K 1+ K 2 = 2?106 ( 19 +1 2.25) = 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?109 K 1 = 12 101500Q ? = 1.333?109 K 1+ K 2 = 1.666?109 1M = 0.333 1.666?5?105 = 0.1999?5?105 = 0.2?5?105 = 105 kg m = 1000 KN m 2M = 4?105 kg m = 4000 KN m （3） M t 的分配
8-1大小偏心受拉构件的界限如何区分？它们的特点与破坏特征各有何不同？ 答：当偏心拉力作用点在As合力点与A’s合力点之间时为小偏心受拉情况，否则为大偏心受拉。小偏心情况下，构件破坏前混凝土已全部裂通，拉力完全由钢筋承担；大偏心情况下，裂缝不会贯通整个截面，裂缝开展很大，受压区混凝土被压碎。 8-2《公路桥规》对大小偏心受拉构件纵向钢筋的最小配筋率有哪些要求？ 答：规定小偏心受拉构件一侧受拉纵筋的配筋率按构件毛截面面积计算，而大偏心受拉构件 一侧受拉纵筋的配筋率按As/bh 0计算,他们的值都不应小于45f td /f sd ，同时不小于0.2. 9-1对于钢筋混凝土构件，为什么《公路桥规》必须进行持久状况正常使用极限状态计算和短暂状况应力计算？与持久状况承载能力极限状态计算有何不同之处？ 答：因为钢筋混凝土构件除了可能由于材料强度破坏或失稳等原因达到承载能力极限状态以外，还可能由于构件变形或裂缝过大影响了构件的适用性及耐久性，而达不到结构正常使用要求。不同点：○1极限状态取构件破坏阶段○2截面承载能力大于最不利荷载效应○3作用效应取短期和长期效应的一种或两种组合，汽车荷载不计冲击系数。 9-2什么是钢筋混凝土构件的换算截面？ 答：将钢筋和受压区混凝土两种材料组成的实际截面换算成一种拉压性能相同的假想材料组成的匀质截面。 9-3引起钢筋混凝土构件出现裂缝的主要因素有哪些？ 答：作用效应、外加变形或约束变形、钢筋锈蚀。 9-4影响混凝土结构耐久性的主要因素有哪些？混凝土结构耐久性设计应考虑什么？ 答：混凝土冻融破坏、混凝土的碱集料反应、侵蚀性介质的腐蚀、机械磨损、混凝土的碳化、钢筋锈蚀。混凝土耐久性设计可能与混凝土材料、结构构造和裂缝 12-1何为预应力混凝土?为什么要对构件施加预应力？预应力混凝土的主要优点是什么？其基本原理是什么？ 答：所谓预应力混凝土，就是事先人为地在混凝土或钢筋混凝土中引入内部应力，且其数值和分布恰好能将使用荷载产生的应力抵消到一个合适程度的配筋混凝土。 对构件施加预应力原因：使之建立一种人为的应力状态，这种应力的大小和分布规律，能有利于抵消使用荷载作用下产生的拉应力，因而使混凝土构件在使用荷载作用下不致开裂，或推迟开裂或者使裂缝宽度减小。 基本原理：由于预先给混凝土梁施加了预压应力，使混凝土梁在均布荷载q作用使下边缘所产生的拉应力全部被抵消，因而可避免混凝土出现裂缝，混凝土梁可以全截面参加工作，这就相当于改善了梁中混凝土的抗拉性能，而且可以达到充分利用高强钢材的目的。 12-2什么是预应力度？《公路桥规》对预应力混凝土构件如何分类？ 预应力度：由预加应力大小确定的消压弯矩与外荷载产生的弯矩的比值。分三类：○1全预应力混凝土构件—在作用（荷载）短期效应组合下控制的正截面受拉边缘不允许出现拉应力（不得消压）○2部分预应力混凝土构件—在作用（荷载）短期效应组合下控制的正截面受拉边缘出现拉应力或出现不超过规定宽度的裂缝○3钢筋混凝土构件—不预加应力的混凝土构件 12-4什么是先张法？答：先张法，即先张拉钢筋，后浇筑构件混凝土的方法。 12-5什么是后张法？答：后张法是先浇筑构件混凝土待混凝土结硬后再张拉预应力钢筋并锚固的方法。 13.3何谓预应力损失？何谓张拉控制应力？张拉控制应力的高低对构件有何影响？ 答：预应力损失：预应力钢筋的预应力随着张拉、锚固过程和时间推移而降低的现象 张拉控制应力：指预应力钢筋锚固前张拉钢筋的千斤顶所显示的总拉力除以预应力钢筋截面积所求得的钢筋应力值。影响：张拉控制应力能够提高构建的抗裂性、减少钢筋用量。过高使钢筋在张拉或施工过程中被拉断、应力松弛损失增大、构件出现纵向裂缝也降低了构件的
《现代飞机装配技术》知识点总结 南京航空航天大学 第一章 1、飞行器数字化和传统制造的最大区别特点 (1改模拟量传递为数字量传递。 (2把串行工作模式变为并行工作模式。 带来的必然结果是缩短产品研制周期,提高产品质量,降低研制成本。 2、的定义,其数据集应包括的内容,采用的技术意义。 技术定义 :用集成的三维实体模型来完整表达产品定义信息,详细规定了三维实体模型中产品定义、公差标注准则和工艺信息的表达方法。 数据集包括的内容 :相关设计数据、实体模型、零件坐标系统、三维标注尺寸、公差和注释工程注释、材料要求、其它定义数据及要求。 技术意义:1. 改双数据源定义为单源定义,定义数据统一 2. 提高了工程质量 3. 减少了零件设计准备时间 4.电子化的存储和传递 , 协调性好 5.减少成本 6.易于向下兼容 (派生出平面信息 3、国外飞机数字化技术发展的三个主要历程: 部件数字样机阶段 1986—— 1992 全机数字样机阶段 1990—— 1995 数字化生产方式阶段 1996—— 2003 4、飞机结构的特点
零件多、尺寸大、刚度小、外形复杂、结构复杂、精度要求高、其装配具有与一般机械产品不同的技术和特点。 5、什么是飞机装配,发展历程? 根据尺寸协调原则, 将飞机零件或组件按照设计和技术要求进行组合、连接形成更高一级的装配件或整机的过程。 自动化装配 6、飞机数字化制造的三个主要内容 、、 第二章 1、产品数字建模的发展过程中提出的产品信息模型有哪三种概念? 面向几何的产品信息模型 ( 面向特征的产品信息模型 ( 集成产品信息模型 ( 2、物料清单( 的定义,企业三种主要的表, 、、 定义 :又称为产品结构表或产品结构树;在系统中,物料一词有着广泛的含义,它是所有与生产有关的物料的统称。 设计确定零部件的关系 工艺工艺规划、加工归属计划分工表 制造主要按照装配顺序流程来确定 3、三级数字样机内容
《飞行器结构设计》课程大作业指导书 哈尔滨工业大学航空宇航制造系 2015年4月16日
一、要求与说明 1. 学生必须按照相关规范，在规定的时间内完成两个备选题目之一的大作业，并提交纸质和电子版文件。 2. 要求每名学生独立完成作业内容，如有抄袭、伪造等作弊行为则取消成绩，大作业的分数计入期末考核成绩。 二、题目 三、内容要求及规范 （二）分离机构连接计算与结构设计 1、设计的目的与意义 连接于分离机构的计算与设计是飞行器结构与机构分系统设计的重要部分，连接分离机构直接影响分离面处的连接刚度，而连接分离面又是飞行器载荷较为严重的部位。因此，为保证连接的可靠性，必须对分离机构中的关重件进行计算与校核，特别是起到连接与分离作用的爆炸螺栓组件。本设计作业的主要目的是通过对典型连接分离机构的计算与设计，使学生掌握此类结构设计的基本原理和方法，同时加深对飞行器结构设计的具体认识，为开展相关技术领域的研究与设计奠定基础。 2、设计输入条件 假设某型号导弹在发射阶段，由于横向载荷的作用，在连接面A1-A2会产生M=1500Nm的弯矩，同时已知气动过载的等效轴向载荷为F=800N，以压力形式作用于一二级分离面上，分离舱段对接框为环形接触面，被连接件间均采用石棉垫片。图2所示为轴向连接式对接框结构尺寸，图3所示为卡环式对接框尺寸，
两个舱段的平均壁度为6mm。假设舱段承力结构材料均为TC4，在设计过程中不考虑横向载荷产生的剪力，为使分离面紧密贴合，取安全系数f=1.5。此外，假定轴向连接分离机构由6个爆炸螺栓连接，卡环式连接分离机构由2个爆炸螺栓连接，爆炸螺栓螺杆材料为45号钢，且尺寸、规格同C级六角头螺栓。 图1 导弹一二级分离面受力示意图 3、设计任务 1）根据设计的输入条件，选择轴向连接或外置卡环式连接分离方式中的一种进行计算分析与结构设计。要求详细计算用于连接和分离的爆炸螺栓所受的工作总拉力，以及螺栓最大预紧力，并根据爆炸螺栓材料的屈服极限条件确定螺栓尺寸和规格。 2）按照计算分析的结果以及选择的爆炸螺栓结构尺寸，设计连接分离装置的具体结构，画出装配草图。 2 a) 轴向连接式分离面结构尺寸
结构设计原理课后习题答案 1 配置在混凝土截面受拉区钢筋得作用就是什么？ 混凝土梁得受拉能力很弱，当荷载超过c f 时，混凝土受拉区退出工作，受拉 区钢筋承担全部荷载，直到达到钢筋得屈服强度。因此，钢筋混凝土梁得承载能 力比素混凝土梁提高很多。 2解释名词： 混凝土立方体抗压强度：以边长为150mm 得混凝土立方体为标准试件，在规定温 度与湿度下养护28天，依照标准制作方法，标准试验方法测得得抗压强度值。 混凝土轴心抗压强度：采用150*150*300得混凝土立方体为标准试件，在规定温 度与湿度下养护28天，依照标准制作方法与试验方法测得得混凝土抗压强度值。 混凝土抗拉强度：采用100*100*150得棱柱体作为标准试件，可在两端预埋钢筋， 当试件在没有钢筋得中部截面拉断时，此时得平均拉应力即为混凝土抗拉强度。 混凝土劈裂抗拉强度：采用150mm 立方体试件进行劈裂抗拉强度试验，按照规定得试验方法操作，按照下式计算A F A F 673.02f ts ==π 3 混凝土轴心受压得应力—应变曲线有何特点？影响混凝土轴心受压应力—应 变曲线有哪几个因素？ 完整得混凝土轴心受压得应力-应变曲线由上升段OC ，下降段CD,收敛段DE 组成。 0~0、3fc 时呈直线；0、3~0、8fc 曲线偏离直线。0、8fc 之后，塑性变形 显著增大，曲线斜率急速减小，fc 点时趋近于零，之后曲线下降较陡。D 点之后， 曲线趋于平缓。 因素：混凝土强度，应变速率，测试技术与试验条件。 4 什么叫混凝土得徐变？影响徐变有哪些主要原因？ 在荷载得长期作用下，混凝土得变形随时间增长，即在应力不变得情况下， 混凝土应变随时间不停地增长。这种现象称为混凝土得徐变。 主要影响因素：混凝土在长期荷载作用下产生得应力大小，加载时龄期，混 凝土结构组成与配合比，养生及使用条件下得温度与湿度。 5 混凝土得徐变与收缩变形都就是随时间而增长得变形，两者有与不同之处？ 徐变变形就是在长期荷载作用下变形随时间增长，收缩变形就是混凝土在凝 结与硬化得物理化学反应中体积随时间减小得现象，就是一种不受外力得自由变 形。 6 普通热轧钢筋得拉伸应力-应变关系曲线有什么特点？《公路桥规》规定使用 得普通热轧钢筋有哪些强度级别？强度等级代号分别就是什么？ 答：屈服钢筋从试验加载到拉断共四个阶段：弹性阶段，屈服阶段，强化阶 段，破坏阶段 按屈服强度分为：235MPa ，300MPa ，335MPa ，400MPa ，500MPa 代号：HPB235(R235),HRB335，HRB400，RRB400(KL400) 7 什么就是钢筋与混凝土之间粘结应力与粘结强度？为保证钢筋与混凝土之间 有足够得粘结力要采取哪些措施？ （1）由于变形差（滑移）沿混凝土与钢筋接触面上产生得剪应力称为粘结应力。 （2）在拔出试验失效时得最大平均应力作为粘结强度。dl πτF = （3）主要措施：提高混凝土强度，调整钢筋布置位置，调整钢筋间距，增加保
一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。 二、飞机的研制过程四个阶段：1．拟订技术要求2．飞机设计过程3．飞机制造 过程4．飞机的试飞、定型过程 三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据 四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计 五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”——即“受力结构”。 六、安全系数：安全系数定义为设计载荷与使用载荷之比也就是设计载荷系数与使用载 荷系数之比。其物理意义就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。 八、飞机结构设计的基本要求1．空气动力要求和设计一体化的要求2．结构完整性及 最小重量要求3．使用维修要求4．工艺要求5．经济性要求 九、结构完整性：是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、 损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。 十、全寿命周期费用(LCC) (也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、 全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。 十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限／耐久性或 按损伤容限／疲劳安全寿命设计。 十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的 载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。 十三、使用维修要求飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油 系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可达性。 十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段（1）静强度设计阶段
飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速：0.7Ma 最大飞行高度：10000m 航程：2300km 待机时间：45分钟 爬升率：0~10000m<25分钟 起飞距离：1600m 接地速度<220km/h 一、相近飞机资料收集： 二、飞机构型设计 正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波
阻 下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s 2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ? ?? ? ? ??? ??= D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n ( 代入数据： Range = 1242nm ； a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115 .1=f i n a l i n i t i a l W W
第七章 7-2试简述钢筋混凝土偏心受压构件的破坏形态和破坏类型。 答：破坏形态： （1）受拉破坏—大偏心受压破坏，当偏心距较大时，且受拉钢筋配筋率不高时，偏心受压构件的破坏是受拉钢筋先达到屈服强度，然后受压混凝土压坏，临近破坏时有明显的预兆，裂缝显著开展，构件的承载能力取决于受拉钢筋的强度和数量。 （2）受压破坏—小偏心受压破坏，小偏心受压构件的破坏一般是受压区边缘混凝土的应变达到极限压应变，受压区混凝土被压碎；同一侧的钢筋压应力达到屈服强度，破坏前钢筋的横向变形无明显急剧增长，正截面承载力取决于受压区混凝土的抗压强度和受拉钢筋强度。 破坏类型：1）短柱破坏；2）长柱破坏；3）细长柱破坏 7-3由式（7-2）偏心距增大系数与哪些因素有关？ 由公式212 000)/e 140011ζζη?? ? ??+=h l h （可知，偏心距增大系数与构件的计算长度，偏心 距，截面的有效高度，截面高度，荷载偏心率对截面曲率的影响系数，构件长细比对截面曲 率的影响系数。 7-4钢筋混凝土矩形截面偏心受压构件的截面设计和截面复核中，如何判断是大偏心受压还是小偏心受压？ 答：截面设计时，当003.0h e ≤η时，按小偏心受压构件设计，003.0h e >η时，按大偏心受压构件设计。 截面复核时，当b ξξ≤时，为大偏心受压，b ξξ>时，为小偏心受压. 7-5写出矩形截面偏心受压构件非对称配筋的计算流程图和截面复核的计算流程图 注意是流程图 7-6 解： 查表得： .1,280',5.110====γMPa f f MPa f sd sd cd m kN M M kN N N d d ?=?=?==?=?=6.3260.16.326,8.5420.18.54200γγ
超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日
摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。
目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34)
1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。
1 配置在混凝土截面受拉区钢筋的作用是什么？ 混凝土梁的受拉能力很弱，当荷载超过c f 时，混凝土受拉区退出工作，受拉区钢筋承担全部荷载，直到达到钢筋的屈服强度。因此，钢筋混凝土梁的承载能力比素混凝土梁提高很多。 2解释名词： 混凝土立方体抗压强度：以边长为150mm 的混凝土立方体为标准试件，在规定温度和湿度下养护28天，依照标准制作方法，标准试验方法测得的抗压强度值。 混凝土轴心抗压强度：采用150*150*300的混凝土立方体为标准试件，在规定温度和湿度下养护28天，依照标准制作方法和试验方法测得的混凝土抗压强度值。 混凝土抗拉强度：采用100*100*150的棱柱体作为标准试件，可在两端预埋钢筋，当试件在没有钢筋的中部截面拉断时，此时的平均拉应力即为混凝土抗拉强度。 混凝土劈裂抗拉强度：采用150mm 立方体试件进行劈裂抗拉强度试验，按照规定的试验方法操作，按照下式计算A F A F 673.02f ts ==π 3 混凝土轴心受压的应力—应变曲线有何特点？影响混凝土轴心受压应力—应变曲线有哪几个因素？ 完整的混凝土轴心受压的应力-应变曲线由上升段OC ，下降段CD,收敛段DE 组成。 0~时呈直线；~曲线偏离直线。之后，塑性变形显著增大，曲线斜率急速减小，fc 点时趋近于零，之后曲线下降较陡。D 点之后，曲线趋于平缓。 因素：混凝土强度，应变速率，测试技术和试验条件。 4 什么叫混凝土的徐变？影响徐变有哪些主要原因？ 在荷载的长期作用下，混凝土的变形随时间增长，即在应力不变的情况下，混凝土应变随时间不停地增长。这种现象称为混凝土的徐变。 主要影响因素：混凝土在长期荷载作用下产生的应力大小，加载时龄期，混凝土结构组成和配合比，养生及使用条件下的温度和湿度。 5 混凝土的徐变和收缩变形都是随时间而增长的变形，两者有和不同之处？ 徐变变形是在长期荷载作用下变形随时间增长，收缩变形是混凝土在凝结和硬化的物理化学反应中体积随时间减小的现象，是一种不受外力的自由变形。 6 普通热轧钢筋的拉伸应力-应变关系曲线有什么特点？《公路桥规》规定使用的普通热轧钢筋有哪些强度级别？强度等级代号分别是什么？ 答：屈服钢筋从试验加载到拉断共四个阶段：弹性阶段，屈服阶段，强化阶段，破坏阶段 按屈服强度分为：235MPa ，300MPa ，335MPa ，400MPa ，500MPa 代号：HPB235(R235),HRB335，HRB400，RRB400(KL400)
静强度设计：安全系数d e P f P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷 静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。 载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系； 2、表示了飞机质量力与重力的比率。 载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了； 2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。 着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之 41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。 2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。没有加强件加 强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。厚板能承受一定集中力等。 3.三角形薄板不能受剪。 刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照 本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则” P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2) （翼面结构的典型受力形式及其构造特点： 1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要 大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。常分左右机翼-----用几个集 中接头相连。 2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长 桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增 强了翼面结构的抗扭刚度。为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体 贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。 3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中 力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。可以没有普通肋。） 大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞 机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。 局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板 支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。 翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。 （各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较： 机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。速度的增加促使机翼外形改变并提高 了对结构强度、刚度、外形的要求。比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和 弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。对于高速飞机， 由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构 件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁 增多、增强。因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的 承弯构件。由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯 构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼
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(11212 2=-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
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 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg βο04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??=βtg ο5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 = 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
《飞行器结构优化设计》 ——课程总结 专业航天工程 学号GS0915207 姓名
《飞行器结构优化设计》课程总结报告 通过这门课程的学习，大致了解无论是飞行器、船舶还是桥梁等工程项目的传统结构设计流程：首先是根据技术参数、经验和一些简单的分析方法进行初始的结构设计，然后用较为精确的分析方法对初始设计进行核验，根据核验结果，逐步调整设计参数，直到得到满意的设计方案。但是这种传统设计方法的产品性能优劣主要就取决于设计人员的水平，而且设计周期长，并要耗费大量的人力和物力。随着高速、大容量电子计算机的广泛使用和一些精度高的力学分析数值方法的建立和应用，使得复杂的结构分析过程变得更加高效、精确。 本课程重点就在于介绍结构优化的各种分析方法。这些分析方法都是以计算机为工具，将非线性数学规划的理论和力学分析方法相结合，使用于受各种条件限制的承载结构设计情况。 优化问题的数学意义是在不等式约束条件下，求使目标函数为最小或最大值的一组设计变量值，在实际工程应用中，优化问题所包含的函数通常是非线性的和隐式的。建立在数学规划基础上的优化算法，是依据当前设计方案所对应的函数值与导数值等信息，按照某种规则在多维设计变量空间中进行搜索，一步一步逼近优化解。随着计算机的发展和数学计算方法不断进步，结构分析。优化的方法也是随之水涨船高。 一、有限元素法 这是基于在结构力学、材料力学和弹性力学基础上的一种分析方法。研究杆、梁，经简化薄板组成的结构的应力、变形等问题。其方法是首先通过力学分析将结构离散化成单一元素，然后对单一元素进行分析，算出各单元刚度矩阵后，进行整体分析，根据方程组K·u=P求解。这种方法求解的问题受限于结构的规模、形式和效率。 二、敏度分析 结构敏度是指结构性状函数，如位移、应力、振动频率等对设计变量的导数。近似函数的构成，以及许多有效的结构优化算法，皆要利用这些参数的一阶导数，以至二阶导数信息。 结构敏度分析的基础是结构分析，对于复杂的结构，精确的结构分析工作是
结构设计原理第四版课后答案叶见曙 目录 第一章...........1 第二章...........3 第三章...........5 第四、五章......13 第六章...........16 第七、八章.......18 第九章.. (26) 第一章 1-1 配置在混凝土截面受拉区钢筋的作用是什么？ 答：当荷载超过了素混凝土的梁的破坏荷载时，受拉区混凝土开裂，此时，受拉区混凝土虽退出工作，但配置在受拉区的钢筋将承担几乎全部的拉力，能继续承担荷载，直到受拉钢筋的应力达到屈服强度，继而截面受压区的混凝土也被压碎破坏。 1-2 试解释一下名词：混凝土立方体抗压强度；混凝土轴心抗压强度；混凝土抗拉强度；混凝土劈裂抗拉强度。 答：混凝土立方体抗压强度：我国国家标准《普通混凝土力学性能试验方法标准》（GB/T 50081-2002）规定以每边边长为150mm 的立方体为标准试件，在20℃±2℃的温度和相对湿度在95%以上的潮湿空气中养护28d ，依照标准制作方法和试验方法测得的抗压强度值（以MPa 为单位）作为混凝土的立方体抗压强度，用符号 cu f 表示。 混凝土轴心抗压强度：我国国家标准《普通混凝土力学性能试验方法标准》（GB/T 50081-2002）规定以150mm ×150mm ×300mm 的棱柱体为标准试件，在20℃±2℃的温度和相对湿度在95%以上的潮湿空气中养护28d ，依照标准制作方法和试验方法测得的抗压强度值（以MPa 为单位）称为混凝土轴心抗压强度，用符号 c f 表示。 混凝土劈裂抗拉强度：我国交通部部颁标准《公路工程水泥混凝土试验规程》 （JTJ 053-94）规定，采用150mm 立方体作为标准试件进行混凝土劈裂抗拉强度测定，按照规定的试验方法操作，则混凝土劈裂抗拉强度 ts f 按下式计算： 20.637ts F F f A = =πA 。 混凝土抗拉强度：采用100×100×500mm 混凝土棱柱体轴心受拉试验，破坏
— 飞机设计要求 喷气支线飞机 有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg 巡航速： 最大飞行高度：10000m " 航程： 2300km 待机时间：45分钟 爬升率： 0~10000m<25分钟 起飞距离： 1600m \ 接地速度 <220km/h 一、相近飞机资料收集： 二、飞机构型设计 ^
正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富 T 型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重 机身尾部单垂尾 后掠翼：巡航马赫数,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻 【 下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题 -发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。 -起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。安装于机身 三、确定主要参数 < 重量的预估 1．根据设计要求： –航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M –巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a==296.5m/s 2．预估数据（参考统计数据） –耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） ￥ –升阻比L/D ＝14 3．根据Breguet 航程方程： ??? ????? ??=D L M C a Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ；
飞机结构设计习题答 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） 08.5)(8.9) 36001000720(11212 2 =-?? +=+==H H gr v G Y n y （2） h km r g n v y /2.94310008.9)18(.).1(max =??-=-= m n g v r y 1.583) 18(8.9) 36001000720()1(2 2min -?? =-=
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 2 sin =β① ∑=01 Y G Y =βcos ② 由 ①与②得 2 = =gr v tg β 04.72=β（非加力） 523 .4680 8.9) 36001000625(2 =??= βtg 5.77=β（加力） 6.4cos 1 == βy n （2） r v m N X 2 1 =