第二章 飞机初始总体参数与方案设计
第二章飞机初始总体参数与方案设计
2.1 方案设计的任务和过程
本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。
方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数：
(1)起飞总重W TO；
(2)最大升力系数C lmax；
(3)零升阻力系数C D0；
(4)推重比T/W；
(5)翼载W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：
(1)装载和装载类型；
(2)航程或待机要求；
(3)起飞着陆场长；
(4)爬升要求；
(5)机动要求；
(6)鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准）。
2.2 重量估算
飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总
重W TO、空重W E、任务油重W F的方法。
该方法适用于如下12种飞机：
(1)自制螺旋桨飞机；
(2)单发螺旋桨飞机；
(3)双发螺旋桨飞机；
(4)农业飞机；
(5)公务机；
(6)涡轮螺旋桨支线飞机；
(7)喷气运输机；
(8)军用教练机；
(9)战斗机；
(10)军用巡逻机，轰炸机和运输机；
(11)水陆两用飞机；
(12)超音速巡航飞机。
2.2.1 方法的概述
可以将飞机起飞总重表示为如下几项：
W TO=W OE+W F+W PL（2.2.1）
其中：
W OE——飞机使用空重
W F——飞机任务油重
W PL——飞机有效装载重量
而W OE通常记为：
W OE =W E+W tfo+W crew（2.2.2）
其中：
W E——空重；
W tfo——死油重；
W crew——乘员重。
空重有时又可写成如下形式：
W E = W S + W FEQ + W EN（2.2.3）
其中：
W S——为飞机结构重量；
W FEQ——为固定设备重量；
W EN——动力装置重量。
设计起飞总重”是指飞机在设计确定任务开始时的总重量，它不一定与“最大起飞重量”相同。许多军用飞机的装载可以超过其设计重量，但将损失包括机动性在内的主要性能。除特殊说明外，起飞总重或W TO假定为设计重量。
固定设备重量可以包括航电设备、空调设备、特殊雷达设备、辅助动力装置（APU）、内部装置和内部装饰和其他用于完成该任务而带的设备的重量。
设计起飞重量包括空机重量和全部载重（如图2.2.1所示）。
图2.2.1 飞机起飞重量分类
对于一般飞机，起飞总重可以表示为如下形式：
W TO=W crew+W F+W PL+W E（2.2.4）
也可以写为：
1crew PL TO F E
TO TO W W W W W W W +=
--
（2.2.5）
式中：
E
TO W W =m e ——空机重量系数；
F
TO W W =m f
——燃油重量系数。
表 2.2.1给出了常规起落飞机的结构、动力装置、设备及操纵和燃油的相对重量。
此时有两点值得注意：
（1）. 从最底层考虑，估算需要的燃油重量WF是不难的；
（2）. 统计数据表明，对先前提及的12种飞机，log10W TO和log10W E之间存在线性关系。
基于这两点，求W TO、W E和W F将包含以下7个步骤：
第一步：确定任务装载重量W PL
第二步：猜测一个起飞重量值W TO guess
第三步：确定任务油重W F
第四步：确定W OE的试探值：
W OE tent=W To guess-W F–W PL（2.2.6）
第五步：求W E的试探值：
W E tent=W OE tent-W tfo–W crew（2.2.7）
W tfo大约为W TO的0.5%或更多，通常可以忽略不计。W crew数值根据设计要求或使用要求决定。
第六步：按2.2.5节中的方法求W E的许可值。
第七步：比较W E tent和第五、第六步得来的的值，然后改变W TO guess的值，重复3～6步，一直迭代下去，直到W E tent和W E的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取0.5%。
2.2.2 确定飞机装载重量W PL，和人员重量W crew
飞机装载重量W PL通常已在任务要求中给出。W PL包括以下各项的一部分：（1）乘员和行李
（2）货物
（3）军用装载，如：弹药、炸弹、导弹和各种外挂物。对于作短程飞行的旅客机，每个旅客重35kg，带行李10kg，对远程飞行每个旅客带行李15kg。机组人员重量W crew是由如下方式确定的：
旅客机：机组人员包括驾驶舱内的乘员和飞机乘务人员，人员数目还取决于旅客总数。对机组成员，一般重量为80kg，所带行李10kg。
军用飞机：对军机飞行员，重量取为100kg，因为他们带有附加设备。
的估计
2.2.3 对起飞总重量W
TO
WTO guess的初始值通常是按具有类似任务和类型的飞机重量类比而来，如果无法类比，则任意给一个猜测值。
2.2.4 任务油重的确定
在2.2.1节中，第一步曾表明确定WF是不难的，本节将提供求WF的方法：任务油重WF可被写为：
W F=W F used+W F res(2.2.8)
其中：
W F used——任务期间耗去的燃油重量
W F res——执行任务所必须的余油
任务余油量通常按下列方式规定：
(1)作为消耗燃油的一部分
(2)使飞机可以抵达另外机场的附加航程需要
(3)满足待机时间要求的油量
为了确定执行飞行任务时耗去的油量，通常采用燃油系数法，即飞行任务被分成若干段（见图2.2.2）。每一段的油耗按简单计算公式或由经验确定。给定某一飞机的任务剖面，把任务剖面分成许多任务段，每一段给予编号并给出起始重量和结束重量。每个任务段燃油系数是段末重量与本段开始时的重量之比。下一步是为每一任务段的燃油系数分配一个数，这可以按如下方法进行：
图2.2.2 典型飞机任务剖面
第一步：发动机启动和暖机
起始重量为W TO，终止重量为W1，本段燃油系数为W1/ W TO。该系数的参考数据约为0.99～0.998。
第二段：滑跑
开始重量为W1，终止重量为W2，燃油系数为W2/W1。该系数的参考数据约为0.99～0.998。
第三段：起飞
开始重量为W2，终止重量为W3，本段燃油系数为W3/W2。该系数的参考数据约为0.99～0.998。
第四段：爬升到巡航高度并加速到巡航速度
开始重量为W3，终止重量为W4，本段燃油系数W4/W3的参考数据约为0.98～0.995。
第五段：巡航
起始重量为W4，终止重量为W5，本段燃油系数W5/W4的参考数据约为0.863～0.99。
第六段：待机
起始重量W5，终止重量为W6，本段燃油系数W6/W5的各种飞机参考数据约为0.99～0.995。
第七段：下降
开始重量为W6，终止重量为W7。该系数的参考数据约为0.985～0.995。
第八段：着陆、滑行和关机
起始重量为W7，终止重量W8，该系数的参考数据约为0.99～0.998。
这样即可求出任务燃油系数M ff：
M ff =（W1/W TO）Πi=1,7（W i+1/W i）(2.2.9)
式中
W TO——起飞总重
W i——发动机启动和暖机阶段末的飞机重量
W i、W i+1——飞行剖面中每一个任务段的起始和终止重量
任务中使用的燃油，W Fused为：
W Fused =（1- M ff）W TO(2.2.10)
任务燃油重量，W F最终为：
W F =（1- M ff）W TO +W Fres（2.2.11）
2.2.6 空机重量的估算
空机重量系数m e可以根据图2.2.3所示的经验曲线，按统计规律估算。空机重量系数大约在0.3～0.7之间变化，并随飞机总重增加而递减。
图2.2.3空机重量系数与飞机起飞总重的关系由图可见，飞机类型的影响也很大。飞船的空机重量系数最大，远程军用飞
机的空机重量系数最小。飞船之所以重，是因为它需要携带相当于整个船体重量的附加重量。还应注意到，不同类型的飞机所对应的空机重量系数随飞机重量变化的曲线斜率也不同。
空机重量系数原则上是随飞机尺寸而变化的，但对有些电子设备重量是不变的。也可以把这些设备的重量统计到空机重量中去，这只适用于20世纪80年代以前的飞机。对于新一代飞机，在使用这些统计数据时要考虑增加W PL而减小W E。总的趋势是飞机总重越小，装载的能力就越小。
2.2.7 确定起飞重量
将空机重量系数和燃油重量系数代入式（2.2.5）中，得到关于起飞重量的迭代关系式，对该式进行迭代，就可求得起飞重量。也就是先假定一个起飞重量，计算统计空机重量系数，再计算起飞总重，如果结果与假定值不一致，则取两数之间的某一个值作为下一个假定值，重新进行计算，直到W E tent和W E的差值小于指定的误差值。在这一阶段，误差值通常取0.5%。
2.3 飞机升阻特性估算
2.3.1 确定最大升力系数
最大升力系数取决于机翼的几何形状、翼型、襟翼几何形状及其展长、前缘缝翼及缝翼几何形状，Re数、表面光洁度以及来自飞机其它部件的影响，如：机身、发动机短舱或挂架的干扰。平尾提供的配平力将增加或减小最大升力，这取决于配平力的方向。如果螺旋桨洗流或喷气洗流冲击到机翼或襟翼上，那么在发动机工作条件下，也会对最大升力产生重要影响。
大多数飞机在起飞和着陆时，使用不同的襟翼状态。在着陆过程中，襟翼偏转到最大位置，以提供最大的升力和阻力。不过，起飞用的最大襟翼偏角可能会引起比快速加速和爬升时所期望的阻力还要大。因此，这时的襟翼将使用大约一半的最大偏角，这样一来，着陆时的最大升力系数将比起飞时的大。一般地，起飞最大升力系数大约是着陆最大升力系数的80％。表2.3.1列出了不同飞机的典型C Lmax值。
表2.3.1 最大升力系数典型值
C Lmax的详细求解方法可以查阅相关资料，在初始设计阶段，表2.3.1所列值已经足以“选择”满足任务要求和与襟翼参数相对应的C Lmax。为了获得较好的最大升力系数的初始估算值，需要求助于实验结果和经验数据。图2.3.1给出了几类飞机最大升力系数随后掠角的变化曲线，要记住的是，用于起飞襟翼偏角状态的最大升力系数，大约是着陆最大升力系数的80％。
图2.3.1 最大升力系数随后掠角的变化曲线
2.3.2 确定零升阻力系数
机翼上的阻力有许多种，根据阻力的起因以及是否与升力有关，可以把阻力分为零升阻力（与升力无紧密联系的阻力）和诱导阻力（与升力密切相关的阻力）。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力，一架精心设计的飞机在亚音速巡航时的零升阻力大部分为蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分离压差阻力，对于不同类型的飞机，分离压差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，由此引出“当量蒙皮摩擦阻力系数（C fe）的概念”，它包括蒙皮摩擦阻力和分离阻力。
式（2.3.1）给出用当量蒙皮摩擦阻力系数法估算零升阻力的公式，公式中的当量蒙皮摩擦阻力系数C fe可从表（2.3.2）中查取。
式中：
S浸湿——飞机浸湿面积；
S参考——飞机参考面积。
表2.3.1当量蒙皮摩擦阻力系数
这里引入了浸湿面积的概念，所谓浸湿面积，即飞机总的外露表面积，可以看作是把飞机浸入水中会变湿的那部分表面积。要估算阻力必须计算浸湿面积，因为它对摩擦阻力影响最大。机身的浸湿面积可以用飞机的俯视图和侧视图来估算。对于一般飞机方程式（2.3.2）给出了合理的近似。
S浸湿≈3.4[(S侧+S俯)/2] （2.3.2）
其中：
S侧－侧视图中飞机的平面面积；
S俯－俯视图中飞机的平面面积。
机翼和尾翼的浸湿面积可根据其平面形状估算，如图2.3.2所示，浸湿面积由实际视图外露平面形状面积（S外露）乘以一个根据机翼和尾翼相对厚度确定的因子得到。
图 2.3.2机翼/尾翼浸湿面积估算图
2.3.2中阴影部分为外露平面形状面积，虚线所示为机翼 /尾翼真实平面形状面积。如果机翼或尾翼象一张纸那样薄，则浸湿面积将精确地等于实际平面形状面积的二倍（即上和下）。有限厚度的影响将增大浸湿面积，可近似的由式（ 2.3.3）或（ 2.3.4）估算。要注意，实际外露平面形状面积是投影（俯视）面积除以上反角的余弦值。
如果 t/c<0.05 S 浸湿＝2.003 S 外露
（2.3.3） 如果 t/c>0.05 S 浸湿＝S 外露 [1.977+0.52(t/c)]
（2.3.4）
对于起飞与着陆，襟翼与起落架对零升阻力的影响比较大，应予以考虑。襟翼与起落架产生附加零升阻力的值主要同它们的尺寸、类型有关，其典型值可参照表 2.3.3选取。
表 2.3.3 ΔC DO 的典型值
采用哪个值取决于飞机的襟翼、起落架型式。开裂式襟翼阻力比富勒襟翼大；全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；装在机翼上的起落架阻力大；上单翼飞机大于下单翼。
2.3.3 典型的飞机极曲线
亚音速时，设极曲线为抛物线，则飞机的阻力系数为：
2
0L
D D C C C Ae π=+
(2.3.5)
或者： 2
0D D L C C KC =+
(2.3.6)
其中：
1
K Ae π=
——诱导阻力因子；
A －机翼展弦比； e －奥斯瓦尔德系数。
典型的奥斯瓦尔德系数（e ）在 0.7与 0.85之间，可以用下面的公式估算 e 值：
直机翼飞机 e ＝1.78（1－0.045A 0.68）－0.46 （2.3.7） 后掠翼飞机 e ＝4.61（1－0.045 A 0.68）(cos ΛLE )0.15－3.1
（2.3.8）
其中：ΛLE ——机翼前缘后掠角。
升阻比 L/D 是所设计方案总气动效率的量度，在亚音速状态下，升阻比 L/D 直接取决于两个设计因素：机翼翼展和浸湿面积。下面给出了一个计算最大升阻比的公式，可以用于升阻比 L/D 的估算。
(L/D)max = 0.5(πAe/C D0)1/2
（2.3.9）
以下列出了亚音速及超音速飞机典型极曲线的计算和图表，这些数据可以用于方案论证。所提供的亚音速飞机的极曲线公式如下（襟翼及起落架收上）：
2
0min ()L L D D C C C C Ae π-=+
（2.3.10）
其中： C L 0 －对应于 C D min 的升力系数。如 C L 0 ＝0，则 C Dmin = C D 0 。 对第一次近似，
min 14
20.09(0.90.15)[3(1 3.3()cos 0.50.008)0.0002]
M f T
D f S D
E E S f f
S t C M C c S
C S
k S k -?=++Λ+
+-++
式中：
f C =
——机翼在紊流中的摩擦系数；
2.580.045
(lg Re)f C =
——机翼在层流中的摩擦系数；
Re = V C ——巡航速度；
S E ——所有发动机短舱的横截面面积； S T －尾翼面积；
C DE －发动机短舱的阻力系数；
k f －机身的长细比。
发动机短舱的阻力系数决定于涡轮风扇发动机的涵道比（确切地说是决定于短舱形状），如表 2.3.4所示：
表 2.3.4 C DE 与涵道比的关系
涵道比 0 2 4 6 C DE
0.1
0.1
0.085
0.065
图 2.3.3装两台涡轮风扇发动机的亚音速飞机的极曲线
S=32
㎡；A ＝9；Λ1/ 4＝20°；＝0.14；＝0.10；d f ＝2m ；机翼增升装置：前
缘缝翼及双缝富勒襟翼； 1——无增升装置的 C Lα；2——起飞时（前缘缝翼不打开，襟翼偏转 20°）的 C Lα；3——着陆时（前缘缝翼打开，襟翼偏转 40°）
的 Cα；4——无增升装置 (起落架收起 )时的()
L D C C ；5——起飞时（起落架放
下）的 ()L D C C ；6——着陆时（起落架放下）的 ()
L D C C ；7——离地时的升力
系数；8——着陆时的升力系数。
图2.3.4超音速飞机的极曲线
图2.3.5超音速飞机的CD0 随飞行M数变化的曲线
2.4 确定推重比和翼载
推重比(T/W)和翼载(W/S)是影响飞机飞行性能的两个最重要的参数，这些参数的优化是初始设计布局完成后所要进行的主要分析、设计工作。然而，在初始设计布局之前，要进行基本可信的翼载和推重比估算，否则优化后的飞机可能与初始布局的飞机相差很远，必须重新设计。
2.4.1 确定推重比
T/W直接影响飞机的性能。一架飞机的T/W越高，加速就越快，爬升也
就越迅速，能够达到的最大速度也越高，转弯角速度也越大。另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W不是一个常数。在飞行过程中，随着燃油消耗，飞机重量在减小。另外，发动机的推力也随高度和速度变化。
每当设计师们提到飞机的推重比时，通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下，而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。另一个常被提到的推重比是战斗机在格斗条件下的推重比。
1.推重比的折算
在确定参数的过程中，应该注意避免混淆起飞推重比和其它条件下的推重比。如果所需的推重比是在其它条件下得到的，必须将它折算到起飞条件下去，以便于选择发动机的数量和大小。例如，在设计过程中得到了巡航状态的推重比（T/W）巡航，就可以用式（2.4.1）进行折算：
如果可能的话，起飞与巡航条件下的推力比值，应该从实际发动机数据中得到，否则可采用类似发动机的数据，或者某些其它来源的数据。
2.推重比的统计估算值
表2.4.1给出了不同类型飞机的推重比(T/W)的典型值，这些值都是海平面和零速度（“静态”）状态下的最大功率时的值。
飞机类型典型装机推重比
喷气教练机0.4
喷气战斗机（空中格斗机）0.9
喷气战斗机（其它）0.6
军用运输/轰炸机0.25
喷气运输机0.25
注意，现代空中格斗战斗机的T/W值接近1.0，这表明推力近似等于重量。
在格斗条件下，当燃油消耗一部分后，飞机的推重比超过 1.0，这时飞机甚至能垂直向上加速。应特别指出的是，能进行格斗的喷气式战斗机的 T/W 是特指发动机开加力时的值，而其它喷气飞机的 T/W ，一般是不开加力的值。
推重比与最大速度密切相关，在后面的设计过程中，在最大设计速度情况下，气动阻力的计算将与其它准则一起用于确定所需要的 T/W ，表 2.4.2给出了基于最大马赫数或最大速度的曲线拟合方程，可用于估算推重比（T/W ）的初始值。
max
c
TO
T aM W =
a
c 喷气教练机
0.488 0.728 喷气战斗机（空中格斗机） 0.648 0.594 喷气战斗机（其它） 0.514 0.141 军用运输/轰炸机 0.244 0.341 喷气运输机
0.267
0.363
3. 根据保证平飞状态的统计确定推重比
飞机在巡航状态时，处于水平匀速飞行中。此时，飞机的重量等于作用在飞机上的升力；推力等于阻力。因此，推重比等于升阻比L/D 的倒数，即：
L/D 可通过多种方法计算，对于螺旋桨飞机，巡航 L/D 和最大 L/D 相同；对于喷气式飞机，巡航 L/D 是最大 L/D 的 86.6％。求出巡航段推重比，然后根据式 2.4.1就可以求出起飞时的推重比。 4. 根据爬升性能确定推重比
爬升段的推重比可用式（ 2.4.3）来推算，该式给出推重比的范围，在设计中，必须使爬升推重比不能小于该式所求得的值。
0D C T
G W Ae π≥+
（2.3.3）
式中，G 代表爬升梯度；C D0是零升阻力系数，对于喷气式飞机，近似等于
0.015，对于整流好的螺旋桨飞机，近似等于0.020，对于整流不好的固定式起落架螺旋桨飞机，近似等于0.03。e是奥斯瓦尔德（Oswald）效率因子，它是诱导阻力效率的量度。对于战斗机，e近似等于0.6，对于其它飞机，e近似等于0.8。对于无襟翼状态而言，起飞襟翼状态CD0大约增加0.02，e将减少大约5％，着陆襟翼状态，C D0将大约增加0.07，e将大约减少10％。可收放的起落架在放下位置使C D0大约增加0.02。
5.根据起飞滑跑距离确定推重比
除非特别指明，均认为起飞时地面为硬质跑道（混凝土地面或柏油路面）。
起飞要求通常以起飞场长要求的形式给出，这些要求因飞机而异（图2.4.1和图2.4.2）。对民机，应满足相应的规范要求。对军用飞机，起飞性能计算应按相关文献的方法进行。基于不同的任务，起飞要求通常以最小地面滑跑距离、最小爬升率等形式提出。对海军飞机还要有上舰能力，必须考虑弹射器的影响。
下面主要讲述按起飞要求对具有机械襟翼飞机的设计参数确定方法。对具有喷气襟翼和矢量推力的飞机，参阅有关文献。
图2.4.1 螺旋桨飞机起飞距离的定义
图2.4.2民机起飞距离的定义
通常在飞机的战术技术要求中都给出了飞机的起飞滑跑距离值，但是用下式可以足够精确地算出滑跑距离值：
1
312()22()TO TO G TO
V L T g L W D μ=
?
--
（2.4.4）
式中：V TO ——起飞速度（又叫离地速度）； μG ——地面摩擦阻力系数；
(
)TO T
W ——飞机起飞滑跑时的平均推重比；
()TO
L D ——飞机起飞滑跑时的升阻比。 地面摩擦阻力系数的值如表2.4.3所示：
飞机起飞滑跑时的升阻比，对超音速飞机 L/D ＝5～6，对亚音速飞机 L/D ＝8～10。
在起飞状态，
2
max 23.6
TO
L TO W
S
V
C =，将该式代入（式 2.4.4）得到：
max 1.211(3)
2
TOG L TO
G W
S
S T C L W D μ≈
?
-+
（2.4.5）
由（式 2.4.5）可以得出求解推重比的的公式：
max 1.2
111.05[()]
2
G L TO TOG W
T S L W C L D μ=++
（2.4.6）
因为飞机的战术技术要求中给出了飞机的起飞滑跑距离值，所以可以根据上式解出推重比。
飞机起落架设计(中英文对照)
Aircraft Landing Gear Layouts 飞机起落架设计（中英文对照图） 发布人：圣才学习网发布日期：2010-06-25 14:36 共292人浏览[大] [中] [小] Most aircraft today have three landing gear． 许多现代飞机使用三点式起落架。 Two main landing gear struts located near the middle of the aircraft usually support about 90% of the plane’s we ight while a smaller nose strut supports the rest． 重心附近的两个大的主轮，承担约90% 的重量，小轮子承担余下部分。 This layout is most often referred to as the "tricycle" landing gear arrangement．However，there are numerous other designs that have also been used over the years，and each has its own advantages and disadvantages．Let’s take a closer look at the various undercarriage options available to engineers． 目前的飞机以前三点起落架为主，让我们来回顾一下后三点起落架及其优缺点。（意译） Tail wheel or Tail dragger Gear 后三点尾轮式与后三点尾橇式起落架 Though the tricycle arrangement may be most popular today，that was not always the case．The tail wheel undercarriage dominated aircraft design for the first four decades of flight and is still widely used on many small piston－engine planes． 虽然前三点起落架比较普遍，但是在几十年前的飞机，及当今的许多小型飞机是使用后三点起落架的。 The taildragger arrangement consists of two main gear units located near the center of gravity （CG）that support the majority of the plane’s weight． 后三点起落架，由两个在重心靠前位置的主轮支持大部分的飞机重量。 A much smaller support is also located at the rear of the fuselage such that the plane appears to drag its tail，hence the name． 一个非常小的尾轮装置在机身，看上去这个小轮子是被拖着走，所以，英文Taildragger 也因此而得名。 This tail unit is usually a very small wheel but could even be a skid on a very simple design．它即可以是一个小尾轮，也可以是一个尾橇。
飞机分类
飞机依其分类标准的不同，可有以下划分方法： 1、按飞机的用途划分，有民用航空飞机和国家航空飞机之分。国家航空飞机是指军队、警察和海关等使用的飞机，民用航空飞机主要是指民用飞机和直升飞机，民用飞机指民用的客机、货机和客货两用机。 2、按飞机发动机的类型分，有螺旋桨飞机和喷气式飞机之分。螺旋桨史飞机，包括活塞螺旋桨式飞机和涡轮螺旋桨式飞机，飞机引擎为活塞螺旋桨式，这是最原始的动力形式。它利用螺旋桨的转动将空气向机后推动，借其反作用力推动飞机前进。螺旋桨转速愈高，则飞行速度愈快。喷气式飞机，包括涡论喷气式和涡论风扇喷气式飞机。这种机型的优点是结构简单，速度快，一般时速可达500-600英里；燃料费用节省，装载量大，一般可载客400-500人或100吨货物。 3、按飞机的发动机数量分，有单机（动机）飞机、双发（动机）飞机、三发（动机）飞机、四发（动机）飞机之分。 4、按飞行的飞行速度分，有亚音速飞机和超音速飞机之分，亚音速飞机又分低速飞机（飞行速度低于400公里/小时）和高亚音速飞机（飞行速度马赫数为0.8-8.9）。多数喷气式飞机为高亚音速飞机。 5、按飞机的航程远近分，有近程、中程、远程飞机之别。远程飞机的航程为1100公里左右，可以完成中途不着陆的洲际跨样飞行。中程飞机的航程为3000公里左右，近程飞机的航程一般小于1000公里。近程飞机一般用于支线，因此又称支线飞机。中、远程飞机一般用于国内干线和国际航线，又称干线飞机。 我国民航总局是采用按飞机客坐数划分大、中、小型飞机，飞机的客坐数在100座以下的为小型，100-200座之间为中型，200座以上为大型。航程在2400km以下的为短程，2400-4800Km 之间为中程，4800KM以上为远程。但分类标准是相对而言的。 军用飞机的分类： 按用途可分为：战斗机、攻击机、轰炸机、战斗轰炸机、侦察机、运输机、教练机、预警机、电子战飞机、反潜机等等。 目前西方国家将战斗机分为四代： 第一代：亚音速战斗机——代表机型：美制f86、苏制米格15、中国歼5等 第二代：强调超音速性能的战斗机——代表机型：美制f4、苏制米格21、中国歼7等 第三代：强调多用途的超音速战斗机——代表机型：美制f16、f15、苏制米格29、苏27等 第四代：强调隐身性能的多用途超音速战斗机——代表机型：美制f22、f35 在我国战斗机又称为“歼击机”，攻击机称为“强击机”，另从战斗机中分出“截击机”，但现在已很少使用“截击机”这一名称。 我国已装备部队的各种机型名称如下： 我国的国产军用飞机名称一般以其机型分类的第一个字再加上序号构成，如歼击机中有歼5、歼6；轰炸机中有轰5、轰6等，我国已装备部队的各种机型名称如下：
飞行器总体设计报告1要点
大型固定翼客机分析报告 2014-4-28 学院：计算机科学与工程学院 201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名： 目录
总结----马丽、潘宗奎............................................................ I 1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 - 1.1 客机参 数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布 局 ...................................................... - 1 - 1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 - 1.2.2 三面图......................................................... - 2 - 1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 - 2 客机的重量设计............................................................ - 4 - 3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 - 3.1 翼 型 ................................................................ - 6 - 3.2 机翼平面形状的设 计 .................................................. - 7 - 3.3尾翼................................................................. - 8 - 4 重量分析................................................................. - 11 - 5 气动特性分析............................................................. - 13 - 6 性能分析................................................................. - 22 - 6.1 商载—航程 图 ....................................................... - 22 - 6.2 起飞距 离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速 度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距 离 ........................................................... - 24 -
飞机起落架结构及其系统设计
本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析 专业：航空机电工程 姓名： 指导教师：职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日
飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式
目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)
北航-飞行器总体设计期末整理
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。
飞机起落架的设计分析
[键入公司名称] [键入文档标题] [键入文档副标题] [键入作者姓名] 姓名：龙玉 起落架的结构，布置型式，疲劳强度研究，动力学研究，设计与分析
目录 一.引言……………………………………………………………………………………………………………………………..2二．起落架结构概述…………………………………………………………………………. .2 1.结构 (2) ①.承力支柱、减震器 (2) ②.收放系统 (2) { ③.机轮和刹车系统 (2) ④.转弯系统 (2) 2.布置型式 (3) ①.前三点式起落架 (3) ②.后三点式起落架 (3) ③.自行车式起落架 (3) ④.多支柱式起落架 (3) '
3.结构分类 (4) 三．起落架研究现状与发展趋势 (4) （一）. 疲劳破坏的相似规律…………………………………………………………………………………………. 5 1.疲劳强度的统计估算 法………………………………………………………………………………………………………… (5) 2.起落架结构材料疲劳破坏相似规律的研 究 (5) (二). 起落架动力学的分析方法 (6) & (三). 起落架设 计………………………………………………………………………………………… (6) 1.主起落架长度与防翻角的关 系 (6) 2.主起落架长度与尾座角的关 系 (6) 3.主起落架长度与侧翻角的关 系 (6) (四). 发展趋 势………………………………………………………………………………………… (8) ^ 四．总结 (8) 五．参考文
献 (8) / 飞机起落架的设计分析 一.引言 起落架是航空器下部用于起飞降落以及滑行时支撑航空器并用于移动的附件装置。起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，因此它是飞机不可分缺的一部份；随着飞行器设计和制造技术的发展，起落架也在不断的改进和创新之中。 在二战以前，由于飞机的飞行速度较低，所以当时的起落架在飞机飞行的时候也可以暴露在外面，这样对飞行性能的影响不太大，所用的技术要求不高。但二战后随着科技的井喷式的发展，飞机的飞行速度大幅度提高。速度的不断提升引起以致到超音速的阶段，由此伴随着的空气阻力也随之增大。为减小空气阻力，人们便设计出了可收放的起落架。尽管起可以收放的起落架加大了飞机的重量，但从整体来说这大大促进了飞机的飞行的进步。 二．起落架结构概述 1.结构 为了缩短着陆滑跑距离，机轮上装有刹车或自动刹车装置。此外还包括 ①.承力支柱、减震器（常用承力支柱作为减震器外筒）：减震器即为飞行器在着陆或在不平坦的跑到上运动时用来消减飞机摇摆震动的结构以防止飞机颠簸。当减震器受撞击压缩时，空气的作用相当于弹簧，贮存能量。 、
飞机总体设计课程设计报告
国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
飞机前起落架驱动系统设计与性能分析
飞机前起落架驱动系统设计与性能分析 陈炎 南京航空航天大学，南京 210000 摘要：本文以大型民机起落架液压系统为研究对象，结合具体设计要求，采用电力传动技术，设计了一套起落架收放系统的新型驱动系统。本系统还利用一套双余度电控应急方案取代了传统的钢索滑轮应急放机构，并针对其蜗轮蜗杆传动机构进行了初步设计。最后在https://www.wendangku.net/doc/1616511442.html,b和https://www.wendangku.net/doc/1616511442.html,b软件平台上分别建立起落架收放机构及其控制系统的联合仿真模型，并分别对系统在正常收放和应急放模式下的性能进行仿真分析，初步实现了飞机收放系统的机电液一体化仿真。通过本文的研究工作，可以为飞机起落架液压系统的改进提供了一些有价值的经验和结论，为进一步的优化设计和试验工作奠定了的基础，对我国飞机起落架相关设计工作提供了技术支持。 关键词：民机起落架、系统设计、Virtual Lab Motion、Amesim、联合仿真 0前言 起落架系统在飞机滑跑起飞、着陆时支撑飞行器重量、承受着当飞机与地面接触时产生的静、动载荷、吸收和消耗飞机在着陆撞击、跑道滑行等地面运动时所产生的能量，在减缓飞机发生振动，降低飞机地面载荷，提高乘员舒适性，保证飞机飞行安全等方面发挥着极其重要的作用，是飞机设计过程中的重要环节。传统的飞机起落架设计中一般采用液压驱动装置。液压系统具有技术成熟、输出功率大、动态响应好、定位精度高的优点，但是由于液压系统采用了集中式液压源，飞机全身布满液压管路、造成其易泄露、易污染、易燃、结构复杂、重量大等问题，同时为了维持输出，液压系统需要工作在连续模式下，这使得其利用率很低，由此可见液压系统的可靠性问题成为了整个飞机系统中的薄弱环节之一，致使飞机不得不采用多余度作动系统，这又带来了重量、体积增加等新的问题。 近些年来，随着“功率电传”系统的不断发展，国外提出了“多电或者全电”驱动的设计思路。利用多电/全电技术，广泛采用电力作动器和功率电传技术，可以取代飞机上机械传动、气压、液压和润滑系统，从而大大减少飞机的重量和复杂性，可使飞机的可靠性、维修性、效率、生存能力和灵活性大为改善，同时由于燃油消耗量的减少、飞机出勤率的提高，可明显节省飞行成本。 目前，用于飞行控制、环境控制、刹车、燃油和发动机启动系统的电力作动系统已得到验证，国外也已经开始对飞机起落架驱动系统进行研究，他们预测用新型电力作动系统取代原来的液压系统将显着提高起落架系统的可靠性。可以说起落架驱动系统全电化的实现，无论对我国民用还是军用飞机性能的提高都具有重要的意义，是未来飞机起落架系统发展的新趋势。 本文以我国大型民机为设计背景，以多电/全电飞机为设计思想，针对飞机起落架驱动系统开展分析、设计和仿真工作，初步形成一套集机电一体化设计、仿真、分析流程。 1驱动系统方案设计 1.1起落架驱动系统设计要求 飞机前起落架驱动系统的主要作用是实现起落架的收放和转弯功能。传统的前起落架驱动系统是通过集中液压源进行驱动的，但随着目前飞机向全电/多电化方向发展的趋势，飞机内不再设有集中液压源，所以原有的液压系统就需要重新设计。以起落架收放系统为例，其设计要求如下： 飞机起落架收放系统的主要作用是在飞机起飞离地后，将起落架及起落架舱门收起并上锁，在飞机着陆前，打开舱门控制起落架放下并上锁，是飞机中的关键系统之一。同时，收放系统在起落架收起过程中，能控制起落架及相关部件（如舱门）按顺序开、关。 飞机前起落架收放系统的具体设计要求是：
多媒体展厅解决方案
多媒体展厅解决方案 以绚丽的数字媒体搭建气派非凡的企业展厅，以透彻的智能演绎各种前所未有的用户体验，以往只有苹果、微软这类全球巨擘才能实现的“科技+创意”世界，如今随着数字环境构想的提出，正开始成为每一家企业触手可及的现实展望。企业展厅作为最直观的企业形象宣传平台，要给领导、客户留下深刻印象，企业展厅需要的绝不仅仅是整洁的环境和明亮的灯光，必须从企业的形象定位出发，运用先进的技术和巧妙的创意向观众传达这种形象，同时营造出种种别出心裁的体验让观众喜欢这种氛围。 “科技+创意”的数字环境同时也让企业展厅成为绝佳的成果汇报平台。数字环境应用多点触摸、360度幻影成像等前沿技术，成功实现演与讲互动，彻底颠覆了传统的播放宣传片的静态汇报模式，同时整合控制所有数字媒体设备，包括视频、动画、图文、音响、灯光等等，以一体智能的方式最大程度烘托整体效果。开放吸纳各类先进技术的数字环境还中一个良好的企业新品展示平台。通过各种增强现实技术的应用，企业展厅可以轻松实现产品实物与虚拟世界的融汇，从而全方位展示新产品的核心卖点，并且让每一个细节都变得可感知和互联互通，以变幻无穷的新奇体验加深观众对产品的队知。在之前的企业展厅建设中，人们一直将数字媒体归为技术制作者，而不是创意产生者。数字环境开创性地将数字媒体技术创新与创意高度融合，以“科技+创意”的深层次协调带来完美的展厅建设方案，渐渐成为
展览展示革命性的符号。 作为数字环境的创导者，聚创数字不仅对数字媒体前沿技术有着深入的了解，同时基于长期的行业服务经验积累，知道如何把这些技术同客户的真实需求充分结合，以更多的选择、更高的价值和更好的服务为客户创造出最大效益。 具体先进数字化展示设备如下： 大屏幕无缝拼接显示系统 大屏幕无缝拼接采用无缝拼接技术，无缝拼接技术最初的主要应用在虚拟仿真及虚拟现实等大屏幕投影可视化系统中，近几年来，随着软硬件技术的发展，无缝拼接技术已广泛应用于指挥控制、虚拟仿真培训、工业制造设计、科学研究和复杂决策过程，并且在展览展示、广告、娱乐领域的应用越来越流行。经过业内厂商多年的技术开发和努力，目前无缝拼接技术已经发展到了相当成熟的阶段。多媒体、数字化企业展厅整体装修采用的是多媒体展示互动技术，远程视频展示技术，互动地面展示技术和数字化的营销系统，包括网络销售订购系统，网络推广营销系统，结合构成了一个现代的多媒体数字化展示中心，它是一个系统工程，是多媒体技术与数字化技术的有效结合，达到展示营销的目的。 虚拟翻书互动翻书空中翻书 虚拟翻书又称为：虚拟翻页、挥于自动翻页、电子书虚拟翻书、空中翻书、幻影翻书、电子书等等。而我公司结合现金的空间感应技术制作的Astore虚拟翻书系统采用背投方式，书本模型晶莹剔透，
歼七起落架故障分析
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 歼七飞机起落架收放系统故障分析 系别航空装备维修工程系 专业飞机附件维修 姓名 班级 指导老师 及职称李向新 二〇一一年××月×××日 长沙航空职业技术学院
毕业设计（论文）任务书
毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。 第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。
飞行器总体设计教学大纲
《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择
多媒体展厅解决方案
多媒体展厅解决方案 Document number：BGCG-0857-BTDO-0089-2022
一、概述： 以绚丽的数字媒体搭建气派非凡的企业展厅，以透彻的智能演绎各种前所未有的用户体验，以往只有苹果、微软这类全球巨擘才能实现的“科技+创意”世界，如今随着数字环境构想的提出，正开始成为每一家企业触手可及的现实展望。企业展厅作为最直观的企业形象宣传平台，要给领导、客户留下深刻印象，企业展厅需要的绝不仅仅是整洁的环境和明亮的灯光，必须从企业的形象定位出发，运用先进的技术和巧妙的创意向观众传达这种形象，同时营造出种种别出心裁的体验让观众喜欢这种氛围。 用户体验中心多媒体展示系统包括：迎宾、企业简介、领导关怀、企业荣誉、网络壁挂沙盘、模拟教室、智慧教育、智慧医疗、智慧政务、智慧社区、模拟家庭、VR虚拟现实、互动游戏、多业展示、智慧家居、回廊、中控机房、综合布线 “科技+创意”的数字环境同时也让企业展厅成为绝佳的成果汇报平台。数字环境应用多点触摸、数字迎宾等前沿技术，成功实现演与讲互动，彻底颠覆了传统的播放宣传片的静态汇报模式，同时整合控制所有数字媒体设备，包括视频、动画、图文、音响、灯光等等，以一体智能的方式最大程度烘托整体效果。开放吸纳各类先进技术的数字环境还是一个良好的企业新品展示平台。通过各种增强现实技术的应用，企业展厅可以轻松实现产品实物与虚拟世界
的融汇，从而全方位展示新产品的核心卖点，并且让每一个细节都变得可感知和互联互通，以变幻无穷的新奇体验加深观众对产品的认知。在之前的企业展厅建设中，人们一直将数字媒体归为技术制作者，而不是创意产生者。数字环境开创性地将数字媒体技术创新与创意高度融合，以“科技+创意”的深层次协调带来完美的展厅建设方案，渐渐成为展览展示革命性的符号。 通过对数字媒体前沿技术有着深入的了解，同时基于长期的行业服务经验积累，知道如何把这些技术同客户的真实需求充分结合，以更多的选择、更高的价值和更好的服务为客户创造出最大效益。 二、建设方案 具体先进数字化展示设备如下： 大屏幕无缝拼接显示系统 大屏幕无缝拼接采用无缝拼接技术，无缝拼接技术最初的主要应用在虚拟仿真及虚拟现实等大屏幕投影可视化系统中，近几年来，随着软硬件技术的发展，无缝拼接技术已广泛应用于指挥控制、虚拟仿真培训、工业制造设计、科学研究和复杂决策过程，并且在展览展示、广告、娱乐领域的应用越来越流行。经过业内厂商多年的技术开发和努力，目前无缝拼接技术已经发展到了相当成熟的阶段。多媒体、数字化企业展厅整体装修采用的是多媒体展示互
飞行器设计与工程专业毕业实习报告范文
飞行器设计与工程专业 毕 业 实 习 报 姓名：杜宗飞 学号：2011090118 专业：飞行器设计与工程 班级：飞行器设计与工程01班指导教师：赵建明 实习时间：XXXX-X-X—XXXX-X-X 20XX年1月9日
目录 目录 (2) 前言 (3) 一、实习目的及任务 (3) 1.1实习目的 (3) 1.2实习任务要求 (4) 二、实习单位及岗位简介 (4) 2.1实习单位简介 (4) 2.2实习岗位简介（概况） (5) 三、实习内容（过程） (5) 3.1举行计算科学与技术专业岗位上岗培训。 (5) 3.2适应飞行器设计与工程专业岗位工作。 (5) 3.3学习岗位所需的知识。 (6) 四、实习心得体会 (6) 4.1人生角色的转变 (6) 4.2虚心请教，不断学习。 (7) 4.3摆着心态，快乐工作 (7) 五、实习总结 (8) 5.1打好基础是关键 (8) 5.2实习中积累经验 (8) 5.3专业知识掌握的不够全面。 (8) 5.4专业实践阅历远不够丰富。 (8) 本文共计5000字，是一篇各专业通用的毕业实习报告范文，属于作者原创，绝非简单复制粘贴。欢迎同学们下载，助你毕业一臂之力。
前言 随着社会的快速发展，用人单位对大学生的要求越来越高，对于即将毕业的飞行器设计与工程专业在校生而言，为了能更好的适应严峻的就业形势，毕业后能够尽快的融入到社会，同时能够为自己步入社会打下坚实的基础，毕业实习是必不可少的阶段。毕业实习能够使我们在实践中了解社会，让我们学到了很多在飞行器设计与工程专业课堂上根本就学不到的知识，受益匪浅，也打开了视野，增长了见识，使我认识到将所学的知识具体应用到工作中去，为以后进一步走向社会打下坚实的基础，只有在实习期间尽快调整好自己的学习方式，适应社会，才能被这个社会所接纳，进而生存发展。 刚进入实习单位的时候我有些担心，在大学学习飞行器设计与工程专业知识与实习岗位所需的知识有些脱节，但在经历了几天的适应过程之后，我慢慢调整观念，正确认识了实习单位和个人的岗位以及发展方向。我相信只要我们立足于现实，改变和调整看问题的角度，锐意进取，在成才的道路上不断攀登，有朝一日，那些成才的机遇就会纷至沓来，促使我们成为飞行器设计与工程专业公认的人才。我坚信“实践是检验真理的唯一标准”，只有把从书本上学到的飞行器设计与工程专业理论知识应用于实践中，才能真正掌握这门知识。因此，我作为一名飞行器设计与工程专业的学生，有幸参加了为期近三个月的毕业实习。 一、实习目的及任务 经过了大学四年飞行器设计与工程专业的理论进修，使我们飞行器设计与工程专业的基础知识有了根本掌握。我们即将离开大学校园，作为大学毕业生，心中想得更多的是如何去做好自己专业发展、如何更好的去完成以后工作中每一个任务。本次实习的目的及任务要求： 1.1实习目的 ①为了将自己所学飞行器设计与工程专业知识运用在社会实践中，在实践中巩固自己的理论知识，将学习的理论知识运用于实践当中，反过来检验书本上理论的正确性，锻炼自己的动手能力，培养实际工作能力和分析能力，以达到学以致用的目的。通过飞行器设计与工程的专业实习，深化已经学过的理论知识，提高综合运用所学过的知识，并且培养自己发现问题、解决问题的能力 ②通过飞行器设计与工程专业岗位实习，更广泛的直接接触社会，了解社会需要，加深
飞机起落架结构优化设计及制造加工
2011 年春季学期研究生课程考核 起落架结构优化设计及制造加工 关键词：起落架设计改进制造技术 为满足某型飞机的研制需要，采用现代起落架的设计理念，在保持原起落架结构以及起落架与飞机的协调关系(连接形式、接口尺寸、电液和操作习惯)等方面基本不变的情况下，从设计、T艺方面进行改进，达到了增强承载能力、减轻重量和提高寿命的目的。试验验证和装机使用表明，改型后的飞机起落架性能优于原型机的性能，实现了减重、增寿,以及增强飞机使用安全性的目标。 1 设计改进 根据飞机起落架改进技术方案要求，在保证飞机安全性的前提下，尽量减轻起落架的重量，并达到增寿的目的。经设计分析和计算，对不满足强度要求的零部件进行加强改进，对强度较富裕的零部件进行减重改进。 1.1 缓冲支柱优化设计 飞机着陆蕈量的增加，相应引起起落架吸收动量增加，导致起落架着陆冲击载荷的增加。为了尽可能地降低着陆冲击过载，须对起落架的缓冲系统进行优化设计。为此，在充分利用原结构的前提下，进行缓冲器充填参数、阻尼油针的优化设计，选取多组缓冲结构并通过落震试验验证。通过一系列比较和验证，阻尼油针选用圆角方形截面结构，如图1所示。该油针的选用，使飞机起落架阻尼特性稳定、磨损小，同时提高了缓冲器系统承载能力。 1．2部分零(组)件结构重新设计 对起落架的部分零(组)件结构重新进行设计，改善了零件的受力状态，从而提高了起落架的承载能力。如将主起落架斜撑杆由刚性结构改为弹性结构，以改善起落架斜撑杆的协调承载能力，减少结构不 圈1圆角方形截面油针 Fig．1 Square section pin with round comer 协调引起的结构超载损伤，降低中部接头的应力水平，提高主起落架外筒中部接头的寿命。改进前后的结 构如图2、图3所示。 图2刚性斜撑杆(原结构) Fig．2 Rigid batter brace(original structure)
飞机起落架收放系统的设计原理(1)
邯郸学院本科短学期报告 题目飞机起落架收放系统的设计原理 指导教师韩翔宇 年级2013 级 专业物流工程 班级 2012班物流工程本科班 成员20130408101047赵琛 20130408101038李苗苗 20130408101031麦苑怡 20130408101049高春盈 20130408101009王天 邯郸学院信息工程
目录 1.飞机起落架介绍 (1) 1.1什么是起落架的收放系统？ (1) 1.2起落架收放系统的目的 (1) 1.3对于收放系统的要求 (1) 1.4主要组成部件以及主要部件的应用 (1) 1.5什么是作动筒？ (1) 2.飞机起落架收放机构设计要求 (2) 2.1模型图 (2) 2.2机构简图 (3) 2.3最小传动角的计算 (4) 2.4静力分析 (5) 3.总结 (5)
1.飞机起落架介绍 我们都知道，起落架是唯一一种支撑整架飞机的部件，也正是因为这个原因，它成为了飞机不可分缺的一部份；没有它，飞机便不能在地面移动。当飞机起飞后，可以视飞机性能而收回起落架。那么问题来了，飞机是如何将起落架收回的呢？答案就是起落架的收放系统。 1.1 什么是起落架的收放系统？ 收放系统一般以液压作为正常收放动力源，以冷气、电力作为备用动力源。一般前起落架向前收入前机身，而某些重型运输机的前起落架是侧向收起的。主起落架收放形式大致可分为沿翼展方向收放和翼弦方向收放两种。收放位置锁用来把起落架锁定在收上和放下位置，以防止起落架在飞行中自动放下和受到撞击时自动收起。对于收放系统，一般都有位置指示和警告系统。 1.2 起落架收放系统的目的 起落架收放系统的目的：起落架控制系统控制主起落架和前起落架的放下和收上。 1.3 对于收放系统的要求 收放起落架所需要的时间应符合要求：保证起落架在收上和放下是都能可靠地锁住，并能使驾驶员了解起落架收放情况。 1.4 主要组成部件以及主要部件的应用 主要组成部件：起落架选择活门、收放作动筒、收上锁及放下锁作动筒、起落架舱门作动筒、主起落架小车定位作动筒及小车定位往复活门、液压管路等。 起落架选择活门：由起落架收放控制手柄作动，其作用是将收放的机械信号转换成液压信号，引导液压油通过起落架收放管路，从而实现起落架的液压收放。 主起落架舱门作动筒：利用液压打开及关闭主起落架舱门，且锁定舱门在关闭位置。 主起落架小车定位作动筒：增压时可使前机轮轴升起以使起落架顺利收进轮舱。 小车定位往复活门：将起落架收上或放下管路的压力输送到小车定位作动筒。 1.5 什么是作动筒？
多媒体展厅方案设计
实用文案 多媒体展厅设计方案 目录 投影互动全系列大屏桌面融合软件投影拼接互动 感应翻书地面鱼水互动投影互动多点触摸液晶触摸红外感应等 第一章前言........................................................ 第二章系统方案设计................................................ 21系统需求分析.................................................... 2.1.1系统总体功能要求描述 ..................................... 2.1.2投影机选择——环境尺寸、照度、座位安排 ................... 2.1.3 教师电脑选择——系统使用时对设备的要求................... 4.1.4 系统保护——系统强电和弱电控制........................... 2.2系统设备选择................................................... 2.2.1投影机 ................................................... 2.2.教师电脑............................................... 2.2.3中央控制系统 ............................................. 2.2.4多媒体展示台 ............................................. 2.2.5钢制多媒体讲台 ........................................... 第三章方案报价表.................................................. 第四章售后服务、技术支持.......................................... 4.1设备保修及维修................................................. 4.2售后技术服务...................................................