专业课程设计-大客飞机后缘襟翼运动机构设计
飞机总体设计
专业课程设计
计算说明书
设计题目大客飞机后缘襟翼运动机构设计分析航空科学与工程学院学院班设计者
指导教师
2012年9月20日
目录
第一章前言 (1)
第二章设计任务书及背景分析 (2)
2.1 课题题目与设计要求 (2)
2.1.1 课题题目 (2)
2.1.2 设计要求 (2)
2.1.3 原始技术资料 (2)
2.2 课题背景分析 (2)
第三章设计方案机构分析 (3)
3.1常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析 (3)
3.1.1 常见后缘襟翼运动机构类型 (3)
3.1.2 常见后缘襟翼运动机构特点分析 (3)
3.2设计方案机构特点及尺寸分析 (4)
3.2.1 设计方案特点分析 (4)
3.2.2 设计方案尺寸设计及机构简图 (4)
第四章设计方案载荷及传力分析 (5)
4.1大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析 (5)
4.1.1 大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计 (5)
4.1.2 大客飞机后缘襟翼气动载荷分析 (5)
4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析 (6)
第五章轴的设计计算 (8)
5.1驱动轴（O轴）设计 (8)
5.1.1驱动轴的材料和热处理的选择 (8)
5.1.2驱动驱动轴的设计计算与强度校核 (8)
5.1.3驱动轴的受力图及弯矩图 (9)
5.2连杆传动轴（A、B、C轴）设计 (9)
5.2.1连杆传动轴的材料和热处理的选择 (9)
5.2.2连杆传动轴的设计计算与强度校核 (9)
5.2.3连杆传动轴的受力图及弯矩图 (9)
第六章螺纹连接件的设计与校核 (11)
6.1 机翼后梁与O轴铰支座的连接设计及校核 (11)
6.1.1、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组结构设计 (11)
6.1.2、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组受力分析 (11)
6.1.3、机翼后梁与O轴铰支座螺栓组直径设计与校核 (12)
6.2机翼后梁与C轴铰支座的连接设计及校核 (12)
6.2.1、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组结构设计 (12)
6.2.2、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组受力分析 (12)
6.2.3、机翼后梁与C轴铰支座螺栓组直径设计与校核 (13)
第七章连杆的设计与校核 (14)
7.1 驱动杆的设计与校核 (14)
7.1.1、驱动杆的材料和热处理的选择 (14)
7.1.2、驱动杆的强度校核 (14)
7.2 从动杆的设计与校核 (14)
7.2.1、从动杆的材料和热处理的选择 (14)
7.2.2、从动杆的强度校核 (14)
第八章设计方案综合分析 (15)
8.1 后缘襟翼工作状态与安装角设计 (15)
8.1.1、后缘襟翼工作状态设计 (15)
8.1.2、后缘襟翼安装角设计 (15)
8.2 计算机辅助运动机构仿真模拟 (15)
8.3 设计工作总结 (17)
参考文献 (18)
第一章前言
本说明书主要内容是进行大客飞机后缘襟翼运动机构的设计计算。在设计计算中运用到了《机械设计基础》、《空气动力学》、《飞行器结构学》、《飞行力学》、《材料力学》、《理论力学》、《加工工艺学》等多门课程知识，因此是一个非常重要的综合实践环节，也是一次全面的、规范的实践训练。通过这次训练，我们在众多方面得到了锻炼和培养，主要体现在如下几个方面：
（1）培养了我们理论联系实际的设计思想，训练了综合运用机械设计课程和其他相关课程的基础理论并结合生产实际进行分析和解决工程实际问题的能力，巩固、深化和扩展了相关飞机部件设计及机械设计方面的知识。
（2）通过对通用机械零件、常用机械传动或简单机械的设计，使我们掌握了一般机械设计的程序和方法，树立正确的工程设计思想，培养独立、全面、科学的工程设计能力和创新能力。
（3）另外培养了我们查阅和使用标准、规范、手册、图册及相关技术资料的能力以及计算、绘图数据处理、计算机辅助设计方面的能力。
（4）加强了我们对Office软件中Word功能的认识和运用。
第二章设计任务书
2.1课题题目与设计要求
2.1.1、课题题目
大客飞机后缘襟翼运动机构设计与分析。
2.1.2、设计要求
(1)分析大客飞机后缘襟翼运动机构在飞机设计中的地位和重要性，后缘襟
翼运动机构同机翼的关系，后缘襟翼运动机构的功能和做用；
(2)分析后缘襟翼运动机构的载荷情况、使用情况和设计要求；
(3)分析和确定后缘襟翼运动机构的位置及功率需求；
(4)进行后缘襟翼运动机构的分析、设计和运动分析；
(5)进行结构强度、刚度分析计算
(6)画出后缘襟翼运动机构的装配图（注意部件的装配关系）
(7)选择三个零件，画出零件图
(8)完成课程设计报告。
2.1.3、原始技术资料
(1)空客320飞机后缘襟翼参考资料
(2)波音737-800飞机后缘襟翼参考资料
(3)CJ818飞机后缘襟翼参考资料
(4)大客飞机后缘襟翼基本尺寸
2.2 课题背景分析
现代飞机设计中，为了增加低速飞行时的升力，改善飞机的起飞和着陆性能，在飞机机翼前缘和后缘上，除布置横向操纵用的副翼和扰流片外，还布置了大量的增升装置。由于大型客机翼载较大，起飞和降落的重量也比较大，而起飞降落场地情况复杂，需要具有良好的起降性能，较强的场地适应性，所以对增升装置的设计要求越来越高。设计的增升效率高，增升效果好的襟翼成为有关设计人员追求的目标。
第三章设计方案分析
3.1 常见后缘襟翼运动机构类型及特点分析
3.1.1、常见后缘襟翼运动机构类型
(1)简单铰链式：襟翼通过与其相连的摇臂绕转轴上的铰链点作圆弧运动。上世纪70年代的MD82、MD90等飞机的襟翼都采用这种铰链式的运动方式。
(2)四连杆机构式：襟翼通过与其相连的连杆实现舵面的收放运动。Boeing767的襟翼采用了复合四杆机构，而Boeing777采用了较为简单的倒置/正四杆机构，Boeing787采用的铰链四杆机构则更为简单。四连杆机构驱动襟翼运动的这一形式更普遍地应用在大多数通用飞机上。
(3)连杆一滑轨式：襟翼通过滑轮架沿固定在机翼上的滑轨运动。目前大多数飞机的襟翼都采用这种形式来实现舵面的运动，其中滑轨的轨迹多种多样，有圆弧、曲线、直线及直线+曲线等多种形式。这些都有助于襟翼实现不同的运动以满足最佳的气动性能要求。
3.1.2、常见后缘襟翼运动机构特点分析
（1）简单铰链式机构特点
1)结构和运动简单，可实现舵面的上、下运动。
2)富勒运动较差。襟翼绕铰链点的运动是一种单纯的圆弧运动，在小角度起飞
时，襟翼的直线后退量有限，同时还产生一定的阻力。
3)巡航阻力大。整流罩的高度高、迎风面积大。从整流罩与气流的迎风面积计
算，襟翼铰链运动形式的巡航阻力最大。
4)襟翼摇臂不能承受气动侧向载荷。襟翼摇臂既是薄形构件，又是运动件，它
不能承受来自外襟翼由于向上的安装角带来的气动侧向载荷，否则，驱动襟翼摇臂与襟翼偏转时，侧向载荷作用在铰链上会产生阻止襟翼摇臂运动的摩擦力矩，引起襟翼运动阻滞或卡住。
（2）四连杆机构特点
1)有好的富勒运动。四连杆机构简单，连杆机构运动灵活,可以实现较好的襟
翼富勒运动。
2)整流罩的高度和宽度尺寸都可以比较小。
3)连杆多，机构运动复杂。受连杆长度的限制，舵面运动的连杆数量较多，多
杆系的运动非常复杂。
（3）连杆-滑轨式机构特点
1)富勒运动效果好。直线滑轨或直线-圆弧滑轨都有较长行距的直线段，提供
襟翼在起飞小角度运动时的大后退量，以增加机翼面积及减小阻力，从而大大提高了飞机起飞的升阻比。
2)整流罩高度低和宽度窄。这种形式的整流罩高度很短，滑轨-滑轮架式也适
合于顺气流布局，整流罩的宽度相对较窄。这些就使得整流罩的迎风面积大大减小，从而降低了巡航飞行的阻力。
3)滑轨-滑轮架结构和运动较复杂。滑轨-滑轮架集承载与运动于一体，既要承
受复杂的气动载荷(法向、切向及侧向载荷)，同时还需满足襟翼起飞、着陆复杂的运动要求，从而使它变得结构较重、形状复杂。
3.2 设计方案机构特点及尺寸分析
3.2.1、设计方案特点分析
本设计方案参照Boeing787的铰链四杆机构设计而成（如图1）。这种机构的结构组成与运动过程都十分简单，能够轻易控制襟翼的放下和收起。由于该机构中襟翼绕铰链点的运动是一种单纯的圆弧运动，因而在小角度起飞时，襟翼的直线后退量有限，同时还产生一定的阻力，相对直线滑轨，它的富勒运动较差，但是铰链四杆式襟翼的放下角度可达53度，为各种运动形式之最。
3.2.2、设计方案尺寸设计及机构简图
本设计方案为铰链四杆机构。襟翼弦长参
考A320、Boeing737-800及CJ818后缘襟翼尺
寸设计为1m。机构尺寸参考Boeing787后缘
襟翼运动机构设计如图2。其中O、C两处与
机翼后梁固接。后缘襟翼固连于刚件BCD上并
使1/3弦长点（气动力合力近似作用点）与D
点重合，并有一定安装角，使得如图状态时（OA、AB、BD成一直线时），襟翼放下角度
最大（对应于着陆状态，具体的安装角及襟翼
放下最大角度由飞机具体的空气动力需求决定）。
第四章 方案机构零部件设计计算
4.1 大客飞机后缘襟翼运动机构的载荷分析
4.1.1、大客飞机后缘襟翼及其运动机构基本参数设计
查Boeing737-NG 后缘襟翼系统基本参数可知，内侧主襟翼尺寸约为3.2m ×
1.1m ，重约123kg ，正常操纵期间，后缘襟翼完全放下或完全收回约需38s ，备用
操纵期间，后缘襟翼完全放下或收回约需2min39s 。
参考以上资料，拟定设计方案各基本参数如下：内侧主襟翼尺寸约为3.2m
×1.0m ，重约125kg ，正常操纵期间，后缘襟翼完全放下或完全收回约需40s ，备
用操纵期间，后缘襟翼完全放下或收回约需2min40s 。
4.1.2、大客飞机后缘襟翼气动载荷分析
假设飞机着陆重量m=70000kg ，翼面积为S=1202m ，翼展长L=34m ，着陆时
升力系数3C td L,=，下滑时升力系数8.16.0C td H L,==，L C
由飞行力学知识可知：接地速度td
1td W 2V ，L SC K ρ=，式中1K 为速度修正系数，此处取0.9，取3cm /kg 225.1=ρ，代入上式得：
s /m 2.50s /m 3
120225.18.97000029.0W 2V td 1td =?????==，L SC K ρ 进场速度s /m 3.65s /m 2.503.13.1V td H =?==V 。
下滑时所需升力：
N N V SC L H H L H 5641393.658.1120225.15.02
122=????==，ρ 将全机机翼近似为矩形机翼，参考CJ818
平均气动弦长数据，取平均气动弦长
c=4.5m ，再设气动力分布如图3所示：载荷峰值p 作用于1/3翼弦处，即a=c/3=1.5m ，
b=2c/3=3m ，翼型前缘及后缘到载荷峰值间的气动载荷沿弦向线性分布。
则单位展长翼型气动力满足：
p 2c p 2b a )(p L /0=+=??
????++-+=??+a b b b H dx b a a p x a p dx x b L ， 代入数据解得：a 4.7374p P =
襟翼弦长m 1.1c =襟，按照上述假设，单位展长襟翼所受气动力为：
m /1229p L /c 0N dx x b
F F ===?
襟翼
襟，故3933N 3.2m m /1229=?=N F 为简便计算，设襟翼展向受载均布，均作用于1/3弦长处，则其受力模型如
图4所示。
4.2大客飞机后缘襟翼运动机构的传力分析
设襟翼质心位于40%弦长处，并且近似认为后缘襟翼与图2中 BD 直线安装角为0。
由对称性可知两边收放机构受力完全相同。设所有杆均为刚性轻杆。
当襟翼完全
放出时，对O 点取矩，得：
m N 5.3392
7.56sin ]c 3/1-4.0[7.56sin (?=??+++?-?++?=。襟襟。）（）BD AB OA W BD AB OA F T 取BCD 作分离体，对C 点取矩，得：
）
（）（襟襟...-34cos -]34cos c 3/1-4.0[34sin 2?++?=?-?+++?+??OC BD AB OA F OC BD AB OA W OC F B OA 代入数据，解得：N F B AB 1849-=，其中B OA F -为杆OA 对B 的作用力。
列x 方向平衡方程，得：..-.x 7.56cos 7.56sin 27.56cos 2F F W F B OA C +=+襟，
解得：N F C 2289x =（水平向右）
列y 方向平衡方程，得：y ..-.27.56cos 7.56cos 27.56sin C B OA F W F F ++=襟
解得：N F C 292y =（竖直向下）
故：N F Cx BCD 2289-=（水平向左），N F C BCD 292y -=（竖直向上），
N N F C BCD 2308292228922-=+=
由于OA ，AB 共线且均为两端受力构件，所以有：N F F F F B AB A AB A OA OA 1849-O -====--，
从而N F F O OA 4.15457.56sin .-Ox -OA ==（水平向左），N F F O OA 10157.56cos .-Oy -OA ==（竖直
向上）
第五章 轴的设计计算
5.1驱动轴（O 轴）设计
5.1.1、驱动轴的材料和热处理的选择
选择45钢，正火，硬度HB=170～217
5.1.2、驱动轴的设计计算与强度校核
1、按抗扭强度估算轴径
查《机械设计》教材（北京航空航天出版社2011版，王之栎、马纲、陈心颐等编著）P38表1-3得许用扭转切应力MPa 03][=τ，代入设计公式： mm 45301000/3.14933.516][/16d 33O =???=≥τπT ，
由于扭矩及气动载荷均按工程估算，考虑到安全性，取60mm d O =
2、轴的空间受力分析
该轴所受的外载荷为输入转矩、连杆OA 传来的径向作用力及支座的支反力，空间受力图如图5.1.3（a ）所示。受力分析如下：
输入轴转矩为：m 5.933T ?=N
连杆OA 传来的径向力为：N 1849F O -OA =
支座的支反力为： N 5.9240.5F R O -OA O ==
3、计算弯矩并绘出弯矩图
危险截面为轴的中部，弯矩为：m m 5.60092m m 655.249M O ?=?=N N 弯矩图如图5.1.3（b ）所示。
4、计算当量弯矩 转矩按脉动循环考虑，取][][01b b σσα-=
，由《机械设计》教材（北京航空航天出版社2011版，王之栎、马纲、陈心颐等编著）P33表1-2查得0MPa 06b =σ，由P39表1-4查得MPa 55][1b -=σ,MPa 95][0b =σ, 则0.58125
71.25==
α。 危险截面C 处当量弯矩：mm 447555)93350058.0(5.00926)(M M 2222
O eO ?=?+=+=N T α
5、按弯扭合成应力校核轴的强度
a 55][a 22.25601.0544755
b 1-3
eO b MP MP W M =<=?==
σσ，安全
5.2连杆传动轴（A 、B 、C 轴）设计
5.2.1、连杆传动轴的材料和热处理的选择
选择45钢，正火，硬度HB=170～217
5.2.2、连杆传动轴的设计计算与强度校核
1、轴的空间受力分析 A 、B 轴不受转矩作用，所受的外载荷为连杆传来的径向作用力，空间受力图如图5.2.3（a ）所示。受力分析如下：
对于A （B ）轴，连杆OA （BCD ）传来的径向力为：N F B BCD 1849F -A -OA =）
（ AB 杆设计为叉状，两边支座对A （B ）的支反力为：
N F R B BCD B 5.9240.5F R -A -OA A ==）
（）（ C 轴不受转矩作用，所受的外载荷为连杆传来的径向作用力和支座对其的支反力，空间受力图如图5.2.3（b ）所示。受力分析如下：
对于C 轴，连杆BCD 传来的径向力为：N F C BCD 2308-=
支座的支反力为：N C BCD 11540.5F R -C ==
2、计算弯矩并绘出弯矩图
A 、
B 轴的危险截面均为轴的中部，弯矩为：
m m 5.230046m m 5.325.249M A ?=?=N N M B ）
（ 弯矩图如图5.2.3（c ）所示。
C 轴的危险截面为轴的中部，弯矩为：
m m 37505m m 5.321154M C ?=?=N N
弯矩图如图5.2.3（d ）所示。
3、按弯曲强度设计轴径
由《机械设计》教材（北京航空航天出版社2011版，王之栎、马纲、陈心颐等编著）由P39表1-4查得MPa 55][1b -=σ。
由][d 1.0b 1-3b σσ≤==M W M ，得：3b 1-]
[1.0d σM ≥，代入弯矩数据得： mm 6.17][1.0d d 3b 1-A =≥=σA B M ，mm 96.18]
[1.0d 3b 1-C =≥σC M 考虑安全性，轴径适当取大，
25m m d d d C A ===B
第六章 螺纹连接件的设计与校核
6.1机翼后梁与O 轴铰支座的连接设计及校核
6.1.1、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组结构设计
本螺栓组对称布置，螺栓数目z=6（俯视从左上开始记为1，顺时针依次记为2，3，4，5，6）。
6.1.2、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组受力分析
（1）在工作载荷N 1849F O -OA =的作用下，螺栓组连接承受以下各力和翻转力矩的作用：
轴向力N F F F O OA Q 4.15457.56sin .-Ox -OA ===（压），
横向力N F F F O OA R 10157.56cos .-Oy -OA ===，
翻转力矩mm 966541080R ?=?+?=N F F M Q 。
（2）在轴向力作用下，各螺栓所受压力为：N F F 6.2576/Q 1==
（3）在翻转力矩作用下，最下方螺栓（4,5）受拉且最大，拉力为：
N M F 7.57125
.8325.625.7125.7196654r
r 222z 1i 2i 5
2=++?==∑= 故5,6螺栓所受的轴向工作拉力为：N F F F 1.314-12==
（4）在横向力作用下，底板连接接合面可能产生滑移，根据底板接合面不滑移条件，并考虑轴向力Q F 对预紧力的影响，则各螺栓所需要的预紧力为：
）（Q R F F F 2
12s f 'c c c k z 1++=μ，对于钢或铸铁零件查得连接接合面的摩擦因数15.0s =μ，查得螺栓的相对刚度2.0c c c 211
=+，则8.0c c c 2
12=+，取可靠性系数2.1k f =，则各螺栓所需要预紧力为N F 4.15594.15458.015
.010151.261'=?+?=）（ （5）螺栓所受的总拉力N F F F 2.1622c c c 2
11'0=++= 6.1.3、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组直径设计与校核
选择螺栓强度等级为4.6级，可得a 240s MP =σ，取螺栓连接的安全系数
[S]=1.5，则螺栓材料的许用应力160MPa a/1.5240]/[][s ===MP S σσ，则所需的螺栓危险剖面的直径为mm 10.4]
[3.14d 01=?=σπF ，按GB/T 196-2003，选用M8的螺栓，d=10mm ，螺纹小径m m 10.4m m 647.6d 1>=
6.2机翼后梁与C 轴铰支座的连接设计及校核
6.2.1、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组结构设计
本螺栓组对称布置，螺栓数目z=6（俯视从左上开始记为1，顺时针依次记
为2，3，4，5，6）。
6.2.2、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组受力分析
（1）在工作载荷N 2308F D -BCD =的作用下，螺栓组连接承受以下各力和翻转力矩的作用：
轴向力N F F Q 292Cy -BCD ==（拉），
横向力N F F R 2289Cx -BCD ==，
翻转力矩m m 9156040R ?=?=N F M 。
（2）在轴向力作用下，各螺栓所受拉力为：N F F 7.486/Q 1==
（3）在翻转力矩作用下，最右方螺栓（3,4）受拉且最大，拉力为：
N M F 48.7324
25.3125.3191560r
r 2z 1i 2i 3
2=??==∑= 故3,4螺栓所受的轴向工作拉力为：N F F F 2.78112=+=
（4）在横向力作用下，底板连接接合面可能产生滑移，根据底板接合面不滑移条件，并考虑轴向力Q F 对预紧力的影响，则各螺栓所需要的预紧力为：
）（Q R F F F 2
12s f 'c c c k z 1++=μ，对于钢或铸铁零件查得连接接合面的摩擦因数15.0s =μ，查得螺栓的相对刚度2.0c c c 211
=+，则8.0c c c 2
12=+，取可靠性系数2.1k f =，则各螺栓所需要预紧力为N F 30912928.015
.022891.261'=?+?=）（ （5）螺栓所受的总拉力N F F F 3247c c c 2
11'0=++= 6.2.3、机翼后梁与O 轴铰支座螺栓组直径设计与校核
选择螺栓强度等级为4.6级，可得a 240s MP =σ，取螺栓连接的安全系数
[S]=1.5，则螺栓材料的许用应力160MPa a/1.5240]/[][s ===MP S σσ，则所需的螺栓危险剖面的直径为0mm 8.5]
[3.14d 01=?=σπF ，按GB/T 196-2003，选用M8的螺栓，d=10mm ，螺纹小径m m 80.5m m 647.6d 1>=
第七章 连杆的设计与校核
7.1驱动杆的设计及校核
7.1.1、驱动杆的材料和热处理选择
驱动杆为两端受力构件，承受轴向外力作用。考虑到轴向外力不大，故采用45钢，正火，硬度HB=170～217。
7.1.2、驱动杆的强度校核
驱动杆具体形式与尺寸见零件图。危险截面尺寸为22mm ×30mm ，两端受轴向载荷N F F F A OA OA N 1849-O -===作用，故而危险截面正应力为：
a 8.2mm
30mm 221849/MP N S F N =?==σ 查《机械设计手册》可知材料的屈服极限为a 360s MP =σ，取安全因数n=2.5，则许用应力为a 144][MP =σ。易见][σσ<，安全。
7.2从动杆的设计及校核
7.2.1、从动杆的材料和热处理选择
从动杆为两端受力构件，承受轴向外力作用。考虑到轴向外力不大，故采用45钢，正火，硬度HB=170～217。
7.2.2、从动杆的强度校核
从动杆具体形式与尺寸见零件图。危险截面尺寸为80mm ×35mm ，两端受轴向载荷N F F F B AB AB N 1849-A -===作用，故而危险截面正应力为：
a 66.0mm
350mm 81849/MP N S F N =?==σ 查《机械设计手册》可知材料的屈服极限为a 360s MP =σ，取安全因数n=2.5，则许用应力为a 144][MP =σ。易见][σσ<，安全。
第八章设计方案综合分析
8.1后缘襟翼工作状态与安装角设计
8.1.1、后缘襟翼工作状态设计
参考Boeing787及A320的数据，对设计方案的后缘襟翼偏转角设计如下：起飞时，襟翼放下至与机体轴线成。02，巡航时襟翼收起，襟翼轴线与机体
轴线成。
53。
10，着陆时，襟翼完全放下，与机体轴线成。
8.1.2、后缘襟翼安装角设计
驱动摇臂与机体轴线成。
90
-（平面机体坐标轴，x轴为机体轴线，正方向由机头指向机尾，y轴位于机体对成面内垂直于机体轴线，正方向由下指向上，角度逆时针旋转为正）时，设计为巡航时襟翼收起的状态。据此条件，将襟翼轴线设计成与连杆BCD的BD直线成。6.51下偏。
8.2计算机辅助运动机构仿真模拟
根据以上设计内容，用Catia生成后缘襟翼运动机构并进行运动仿真，模拟以上的三个工作位置。
8.3设计工作总结
本设计参考Boeing787的后缘襟翼收放运动机构，采用简单的铰链枢轴驱动连杆系统。该设计的襟翼导轨整流罩比传统的大客飞机的襟翼导轨整流罩要小得多。得益于这一特性，本设计可以在降低油耗与成本的同时获得高效的升阻比性能。此外，简单的枢轴后缘需要更少的零部件，维修也随之减少，结构简单，能有效减轻增升装置的结构重量，对全机的飞行性能有显著提高。
由于在本设计中仅采用了三个连杆，其运动较为简单。后缘襟翼固连于其中一个连杆，其运动仅为绕铰链C的简单圆弧运动。这种设计能获得很大的襟翼偏角（设计值为53度），能有效增加机翼弯度。但同时限于简单的圆弧运动，襟翼的后退量较小，富勒运动较差，不能很有效地增加机翼面积，所以仍需要高性能的飞行系统与之配合。
设计中主要采用三维构型软件Catia进行计算机辅助设计。在完成构型、装配的工作后，还利用其中的DMU运动机构模块进行了运动机构仿真模拟，仿真效果也很好地满足了设计的工作状态。总的来说，设计效果较好。
Ansys 第17例连杆机构运动分析实例—曲柄滑块机构
第17例连杆机构运动分析实例—曲柄滑块机构本例介绍了利用ANSYS对连杆机构进行运动学分析的方法、步骤和过程，并使用解析解对有限元分析结果进行了验证，着重介绍了曲柄滑决机构模型的创建，以及约束的施加方法，介绍了三维铰链单元COMBIN7的使用方法。 17.1 概述 本例用ANSYS的瞬态动力学分析方法对连杆机构进行运动学分析，分析过程与普通的瞬态动力学分析基本相同，其关键在于对MPC184单元的创建，现在此简单介绍。MPC184为多点约束单元，可以用于结构动力学分析，以及用于模拟刚性杆、刚性梁、滑移、销轴、万向接头等约束，由KEYOPT(1)决定。当KEYOPT (1) =6时，为销轴单(MPC184-Revolute)。MPC184-Revolute单元有两个节点I和J，每个节点有6个自由度UX、UY、UZ、ROTX、ROTY、ROTZ，支持大变形。在创建MPC184-Revolute单元时，要为单元指定REVOLUTE JOINT类型的截面，在截面属性中指定各节点的局部坐标系。销轴将在局部坐标系的原点处创建，转轴由单元选项KEYOPT (4)确定，节点I和J应该在被连接的单元上。 提示：本分析必须将大变形选项打开。 17.2问题描述及解析解 图17-1所示为一曲柄滑块机构，曲柄长度R=250mm，连杆长度L=620mm，偏距e=200mm，曲柄为原动件，转速为n1=30r/min，求滑块3的位移S3、速度V3和加速度a3随时间的变化情况。 根据机械原理的知识，该问题的解析解十分复杂，使用不太方便。本例用图解法解决问题，由于过程比较烦琐，而且只是为了验证有限元解的正确性，所以关于滑块3的位移S3、速度V3和加速度a3随时间，变化情况的图形没有必要给出。在这里只求解了以下数据： 滑块的行程H=535.41mm。
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3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 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. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (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)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (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。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=
(+) (-) 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. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 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. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 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. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 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. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)
ANSYS 连杆机构运动分析实例—曲柄滑块机构
第15例 连杆机构运动分析实例—曲柄滑块机构 [本例提示] 介绍了利用ANSYS 对连杆机构进行运动学分析的方法、步骤和过程，并使用解析解对有限元分析结果进行了验证。着重介绍了曲柄滑块机构模型的创建以及约束的施加方法，介绍了三维铰链单元COMBIN7的使用方法。 15.1 概述 本分析仍然属于瞬态动力学分析，分析过程与普通的瞬态动力学分析基本相同。其关键在于三维铰链单元COMBIN7的创建，现在此简单介绍。 三维铰链 COMBIN7单元属于三维单元，有5个节点，分别是活跃节点I 和J 、用以定义铰链轴的节点K 、控制节点L 和M （图15-1）。活跃节点I 和J 应该位置重合，并且分属于LINK A 和B ，LINK A 和B 是一个单元或单元集合。如果节点K 没有定义，则铰链轴为全球笛卡尔坐标系的z 轴。 三维铰链COMBIN7单元的进一步内容请参阅ANSYS 帮助文档。 另外，本分析必须将大变形选项打开。 15.2 问题描述及解析解 图15-2所示为一曲柄滑块机构，曲柄长度R =250 mm 、连杆长度L =620 mm 、偏距e =200 mm ，曲柄为 原动件，转速为n 1=30 r/min ，求滑块3的位移s 3、速 度v 3、加速度a 3随时间变化情况。 根据机械原理的知识[5][6]，该问题的解析解十分复图 15-1 三维铰链单元COMBIN7 图 15-2 曲柄滑块机构
杂，使用不太方便。本例用图解法解决问题，由于过程比较繁琐，而且只是为了验证有限元解的正确性，所以，关于滑块3的位移s 3、速度v 3、加速度a 3随时间t 变化情况的图形没有必要给出。在这里只求解了以下数据： 滑块的行程H =535.41 mm 。 机构的极位夹角为θ=19.43°，于是机构的行程速比系数242.1 180180=-?+ ?=θ θK 。由于机构一个工作循环周期为2601 ==n T s ，所以机构工作行程经历的时间108.111=+=T K K T s ，空回行程经历的时间892.012=-=T T T s 。 15.3 分析步骤 15.3.1 改变工作名 拾取菜单Utility Menu →File →Change Jobname 。弹出图15-3所示的对话框，在“[/FILNAM]” 文本框中输入EXAMPLE15，单击“Ok ” 按钮。 15.3.2 定义参量 拾取菜单Utility Menu →Parameters →Scalar Parameters 。弹出图15-4所示的对话框，在“Selection ” 文本框中输入PI=3.1415926， 单击“Accept ” 按钮；再在“Selection ” 文本 图 15-3 改变工作名对话框 图 15-3 改变工作名对话框 图 15-4 参量对话框 图 15-5 单元类型对话框
机构运动创新设计..
课程设计报告 学生姓名：________________ 学号：_________________ 学院: ______________________________________________ 班级: ______________________________________________ 题目: _______________ 机构运动创新设计______________
2015年1月5日 目录 、概述................................. 1 .....................................................
一、概述： 机构运动方案创新设计是各类复杂机械设计中决定性的一步，机构的设计选型一般先通过作图和计算来进行，一般比较复杂的机构都有多个方案，需要制作模型来试验和验证，多次改进后才能得到最佳的方案和参数。本实验所用搭接试验台能够任意选择平面机构类型，组装调整机构尺寸等功能，能够比较直观、方便的搭接、验证、调试、改进、确定设计方案，较好地改善了在校学生对平面机构的学习和设计一般只停留在理论设计“纸上谈兵”的状况二、课程设计目的： 1、培养学生对连杆机构的理解掌握与创新设计能力，加强学生的工程实践背景的训练，拓宽学生的知识面，培养学生的创新意识、综合设计及工程实践动手能力。 2 、通过机构的拼接，在培养工程实践动手能力的同时，要求学生在拼装一个已有模型之外，自己通过对现实生产和生活中的连杆机构机械产品的观察和理解，通过试验台设备进行拼装和仿真。通过解决实际问题，促进学生理论联系实际，学以致用；锻炼学生独立思考能力和动手能力。 3 、加深学生对连杆机构组成原理的认识，进一步掌握连杆机构的创新设计方法。 4、学习机构运动简图的测绘与自由度的计算。 三、课程设计要求和内容： 实验设备和工具 CQJP-D 机构运动创新设计方案拼装及仿真实验台，包括组成机构的各种运动副、构件、动力源及一套实验工具（扳手、螺丝刀）。其中构件包括机架、连杆、圆柱齿轮、齿条、凸轮及从动件、槽轮及拨盘和皮带轮等；运动副包括转动副、移动副、齿轮副、槽轮副等。 实验原理 平面机构是由各个杆组依次联结到机架和原动件上形成的。机构具有确定运动的条件是机构的自由度大于零，且原动件数和机构的自由度相等。所拼接的机构必须满足以上两个条件。将主要由连杆构成的连杆机构（可加入一个其他类型构件如齿轮、凸轮、槽轮等）进行拼装，计算分析其自由度后，输入动力源进行 机构运行。实验内容与步骤
平面机构运动方案创新设计实验.
实验四 平面机构运动方案创新设计实验 一、实验目的 1．加深学生对机构组成原理的认识，进一步了解机构组成及其运动特性； 2． 培养学生的工程实践动手能力； 3． 培养学生创新意识及综合设计能力。 二、 设备和工具 1．机构运动方案创新设计实验台； 2．工具箱一套； 3．自备三角板、圆规和草稿纸等文具。 三、 实验前的准备工作 1．预习实验，掌握实验原理，初步了解机构创新模型； 2．选择设计题目，初步拟定机构系统运动方案。 四、 实验原理 任何平面机构均可以用零自由度的杆组依次连接到原动件和机架上的方法来组成，这是机构的组成原理，也是本实验的基本原理。 1．杆组的概念 由于平面机构具有确定运动的条件是机构的原动件数目与机构的自由度相等，因此机构均由机架、原动件和自由度为零的从动件通过运动副联结而成。将从动件系统拆成若干个不可再分的自由度为零的运动链，称为基本杆组（简称杆组）。 根据杆组的定义，组成平面机构杆组的条件是： F = 3n - 2P L - P H =0 （4－1） 式中： n 为杆组中的构件数；P L 为杆组中的低副数；P H 为杆组中的高副数。由于构件 数和运动副数目均应为整数，故当n 、P L 、P H 取不同数值时，可得各类基本杆组。 当P H =0时，杆组中的运动副全部为低副，称为低副杆组。由于有F = 3n - 2P L - P H =0，故32L P n ，则n 应当是2的倍数，而P L 应当是3的倍数，即n ：2、4、6……，P L =3、6、9……。 当n=2，P L =3时，基本杆组称为II 级组。II 级组是应用最多的基本杆组，绝大多数的机构 均由II 级杆组组成，II 级杆组可以有下图所示的五种不同类型： 图4－1 平面低副Ⅱ级杆组
机构运动创新设计
课程设计报告 学生姓名:学号： 学院: 班级: 题目: 机构运动创新设计 指导教师：苏天一 2015 年 1 月5日
目录 一、概述 1 二、课程设计目的 1 三、课程设计要求和内容 1 四、原始数据及技术参数 2 五、设计原理及设备 2 六、机构自由度计算 5 七、机构动力分析与计算 7 八、机构运动分析与计算 9 十、参考文献 12
一、概述： 机构运动方案创新设计是各类复杂机械设计中决定性的一步，机构的设计选型一般先通过作图和计算来进行，一般比较复杂的机构都有多个方案，需要制作模型来试验和验证，多次改进后才能得到最佳的方案和参数。本实验所用搭接试验台能够任意选择平面机构类型，组装调整机构尺寸等功能，能够比较直观、方便的搭接、验证、调试、改进、确定设计方案，较好地改善了在校学生对平面机构的学习和设计一般只停留在理论设计“纸上谈兵”的状况 二、课程设计目的： 1、培养学生对连杆机构的理解掌握与创新设计能力，加强学生的工程实践背景的训练，拓宽学生的知识面，培养学生的创新意识、综合设计及工程实践动手能力。 2、通过机构的拼接，在培养工程实践动手能力的同时，要求学生在拼装一个已有模型之外，自己通过对现实生产和生活中的连杆机构机械产品的观察和理解，通过试验台设备进行拼装和仿真。通过解决实际问题，促进学生理论联系实际，学以致用；锻炼学生独立思考能力和动手能力。 3、加深学生对连杆机构组成原理的认识，进一步掌握连杆机构的创新设计方法。 4、学习机构运动简图的测绘与自由度的计算。 三、课程设计要求和内容： 实验设备和工具 CQJP-D机构运动创新设计方案拼装及仿真实验台，包括组成机构的各种运动副、构件、动力源及一套实验工具（扳手、螺丝刀）。其中构件包括机架、连杆、圆柱齿轮、齿条、凸轮及从动件、槽轮及拨盘和皮带轮等；运动副包括转动副、移动副、齿轮副、槽轮副等。 实验原理 平面机构是由各个杆组依次联结到机架和原动件上形成的。机构具有确定运动的条件是机构的自由度大于零，且原动件数和机构的自由度相等。所拼接的机构必须满足以上两个条件。将主要由连杆构成的连杆机构（可加入一个其他类型构件如齿轮、凸轮、槽轮等）进行拼装，计算分析其自由度后，输入动力源进行
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 -
平面连杆机构的运动分析
平面连杆机构的运动分析 以典型平面连杆机构（牛头刨床机构）为研究对象，首先进行机构的运动分析，并列出相应方程，然后采用计算机C语言编程的方法，计算出机构中选定点的位移、速度，并绘出相关数据图像。 标签： 连杆机构；位移；速度；计算机编程 TB 1 前言 平面连杆机构是现代机械中应用的最为广泛的一种典型机构。平面连杆机构的典型应用包括牛头刨床机构、缝纫机、颚式破碎机等。在研究平面连杆机构的过程中对机构上某个特定点的研究是必不可少的。然而在传统的研究方法中，手工计算不仅计算量大，而且极易出错。随着计算机技术的广泛普及，计算机逐渐成为分析研究典型机械结构的有力工具。因此本文力求通过C语言编程技术来对牛头刨床机构来进行简单运动分析。 2 牛头刨床机构运动分析 图1所示的为一牛头刨床。假设已知各构件的尺寸如表1所示，原动件1以匀角速度ω1=1rad/s沿着逆时针方向回转，试求各从动件的角位移、角速度和角加速度以及刨头C点的位移、速度的变化情况。 角速度变化较为平缓，保证刨头慢速、稳定工作；在220°～340°之间为回程阶段，角速度变化较快，以提高效率；4杆有4个角速度为0点，即4杆的速度方向改变了四次。 C点的位移、速度分析：在0°～200°范围内，C点位移曲线斜率的绝对值变化较小，说明此时C点速度及加速度的变化量不大，且保持在较小值。200°～260°范围内C点的速度变化量明显增大，由速度图像可以推知加速度在220°左右达到最大值后快速减小，并使其速度在260°左右达到最大，而后加速度反向缓慢增大，速度持续减小到零以后又开始反向增大。 ①工作行程为θ1：0°～220°，回程为θ1：220°～340 °；工作行程角度大于回程角度，工作效率较高； ②工作行程阶段，刨头C点位移的变化较为平稳，速度可以近似看为匀速，
平面机构运动方案设计与拼装实验报告
平面机构运动方案设计与拼装实验报告
平面机构运动方案设计与拼装实验报告 一、实验目的 1.加深学生对机构组成原理的认识，进一步理解平面机构的组成及其运动特性。 2.通过平面机构的拼装，训练学生的工程实践动手能力，了解机构在实际安装中可能出现的运动干涉现象及解决办法。 3.通过机构运动方案的设计，培养学生的创新意识和综合设计能力。 二、实验原理 机构具有确定运动的条件是其原动件数应等于其所具有的自由度数。如将机构的机架及与机架相连的原动件从机构中拆分开来，则其余构件构成的杆件组必然是一个自由度为零的构件组。而这个自由度为零的构件组，有时还可以拆分成为更简单的自由度为零的构件组，最后将不能再拆的最简单的自由度为零的构件组称为基本杆组，简称杆组。 由杆组定义，组成平面机构的基本杆组应满足条件： F=3n-2P l -P h =0 任何平面机构均可用零自由度的杆组依次连接到原动件和机架上的方法来组成，这是机构的组成原理，也是本实验的基本原理。 三、机构设计及实验组装说明书 本组选择的是筛料机构：
图1 筛料机构简图 机构组成：该机构由曲柄摇杆机构和摇杆滑块机构构成。 工作特点：曲柄1匀速转动，通过摇杆3和连杆4带动滑块5作往复直线运动，由于曲柄摇杆机构的急回性质，使得滑块5速度、加速度变化较大，从而更好地完成筛料工作。 使用到的零部件：
工具：六角扳手三把、活动扳手、钢板尺、自备三角板、圆规、纸和笔等文具。 1）实验台机架 图2 实验台机架图 实验台机架中有5根铅垂立柱，它们可沿X 方向移动。移动时请用双手扶稳立柱、并尽可能使立柱在移动过程中保持铅垂状态，这样便可以轻松推动立柱。立柱移动到预定的位置后，将立柱上、下两端的螺栓锁紧（安全注意事项：不允许将立柱上、下两端的螺栓卸下，在移动立柱前只需将螺栓拧松即可）。立柱上的滑块可沿Y 方向移动。将滑块移动到预定的位置后，用螺栓将滑块紧定在立柱上。按上述方法即可在X 、Y 平面确定活动构件相对机架的连接位置。面对操作者的机
间隙运动机构运动分析及创新毕业设计试验平台研制
摘要 在许多机械设备中，尤其是自动和半自动机中，由于生产工艺的需求，往往需要机构实现周期性的转位、分度以及作带有瞬间停歇或有停歇区的断续性运动。 总的来说，间歇运动机构根据其不同的结构特征和运动原理，可以分为两大类：一类是实现步进运动的间歇运动机构，如棘轮机构、槽轮机构、不完全齿轮机构、共轭盘形分度凸轮机构等；另一类是实现瞬间停歇或停歇区的间歇运动机构，如凸轮-连杆组合机构以及差动链轮机构。 由于间歇机构传动的间歇特性以及设计难度较大，所以现实生活中，对于间歇机构运动分析的试验平台还是比较少见的，本文着重对常见的几种可以实现步进运动的间歇机构进行设计，通过理论初设计时确定机构的动停比，在试验台上安装相应传感器，对运动的间歇机构进行数据的采集，绘制出间歇机构的运动曲线，对机构进行运动的分析，确定机构在理想工况下的传动特性，从而对后期机构的矫正与优化提供一定的帮助。 关键字：间歇运动机构；传感器；步进运动；试验台
Abstract In many machinery and equipment，Especially in automatic and semi-automatic machines , Due to the demand of the production process, Often requires agencies to achieve a cyclical translocation, indexing and with instantaneous stop or stop intermittent motion. Overall, Intermittent mechanism can be divided into two categories according to their different structural characteristics and movement principle, One is stepping movement intermittent motion mechanism, such as Ratchet mechanism, Geneva mechanism, incomplete gear mechanism, conjugated disc-shaped indexing cam mechanism and so on; The other is instantly stop or rest area intermittent motion mechanism, such as Cam - connecting rod combination mechanism and differential sprocket mechanism. Due to the intermittent transmission characteristics of intermittent institutions as well as design more difficult,, in real life, the test platform for intermittent motion analysis is still relatively rare. This article focuses on several common stepper motion can be achieved intermittent do a parametric design. Determined by the theory of the early design agency of the Proportion of movement and rest. Sensor installed on the test stand, collect the data of the Intermittent movement mechanism, Measuring the angular displacement of its movement, the angular velocity, Analysis of the motion of the institutions, Determining mechanism in the transmission characteristics of the ideal conditions, Correction and optimization of the late institutions to provide some help. Key words:Intermittent mechanism;Sensor;stepper motion；Test bench
飞机总体设计大作业
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
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。
机械创新设计指导
机械创新设计指导 一、创新设计实践目的 1、培养学生对机械系统运动方案的整体认识，加强学生的工程实践背景的训练，拓宽学生的知识面， 培养学生的创新意识、综合设计及工程实践动手能力。 2、通过机构的拼接，在培养工程实践动手能力的同时，可以发现一些基本机构及机械设计中的典型 问题，通过解决问题，可以对运动方案设计中的一些基本知识点融会贯通，对机构系统的运动特性有一个更全面的理解。 3、加深学生对平面机构的组成原理、结构组成的认识，了解平面机构组成及运动特性，进一步掌握 机构运动方案构型的各种创新设计方法。培养学生用实验方法构思、验证、确定机械运动方案的初步能力。 4、培养学生用电机、传感器、等控制测量元件组装动力源，对机械进行驱动和控制的能力。 二、核心内容： 使用“机构运动创新设计组件”进行积木式组合调整，从而让学生自己构思创新、试凑选型机械设计方案，亲手按比例组装成实物模型，亲手安装电机及控制电路，模拟真实工况，动态演示观察机构的运动情况和传动性能，通过直观调整布局、连接方式及尺寸以及更改电路来验证和改进设计。设计和组装融为一体，直到该模型机构灵活、可靠地按照设计要求运动到位，最终使学生用实验方法自行确定了切实可行，性能较优的机械设计方案和参数，即通过创意实验模拟实施环节来实现培养学生创新动手能力的教改目标。 三、使用设备、工具 1、机构运动部件数套。 2、交流调速、直流电机等动力控制元件。 3、钢板尺、量角器、游标卡尺。 4、扳手、钳子、螺丝刀等常用工具一套。 四、课题要求 1、刮雨器传动装置 要求：（1）原动件整周旋转，输出摇杆大摆角摆动（相同的摆角）。 （2）九杆机构。 2、车门启闭机构 要求：（1）气缸驱动。
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
航天器总体设计作业【哈工大】
2017年《航天器总体设计》课程作业 1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务 嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。 （1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。 （2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。 （3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。 （4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。 （5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。 2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务 （1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。 （2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。 （3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。 （4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列
平面四杆机构的运动仿真模型分析
平面四杆机构的运动仿真模型分析1前言 平面四杆机构是是平面连杆机构的基础，它虽然结构简单，但其承载能力大，而且同样能够实现多种运动轨迹曲线和运动规律，因而在工程实践中得到广泛应用。 平面四杆机构的运动分析, 就是对机构上某点的位移、轨迹、速度、加速度进行分析, 根据原动件的运动规律, 求解出从动件的运动规律。平面四杆机构的运动设计方法有很多，传统的有图解法、解析法和实验法。随着计算机技术的飞速发展，机构设计及运动分析已逐渐脱离传统方法，取而代之的是计算机仿真技术。本文在UG NX5环境下对平面四杆机构进行草图建模，通过草图中的尺寸约束、几何约束及动画尺寸等功能确定各连杆的尺寸，之后建立相应的连杆、运动副及运动驱动，对建立的运动模型进行运动学分析，给出构件上某点的运动轨迹及其速度和加速度变化规律曲线，文章最后简要分析几个应用于工程的平面四杆机构实例。 2平面四杆机构的建模 问题的提出 平面四杆机构因其承载能力大，可以满足或近似满足很多的运动规律，所以其应用非常广泛，本文以基于曲柄摇杆机构的物料传送机构为例，讨论其建模及运动分析。 如图1所示，ABCD为曲柄摇杆机构，曲柄AB为主动件，机构在运动中要求连杆BC的延伸线上E 点保持近似直线运动，其中直线轨迹为工作行程，圆弧轨迹为回程或空程，从而实现物料传送的功能。
平面四杆机构的建模 由于物料传送机构为曲柄摇杆机构，所以它符合曲柄存在条件。根据机械原理课程中的应用实例[1]，选取AB=100，BC=CD=CE=250，AD=200，单位均为毫米。 在UG NX5的Sketch环境里，创建如图2所示的草图，并作相应的尺寸约束和几何约束，其中EE＇为通过E点的水平轨迹参考线，用以检验E点的工作行程运动轨迹。现通过草图里的尺寸动画功能，令AB与AD 的夹角从0°到360°变化，可看到E点的变化轨迹为直线和圆弧，如图3所示为尺寸动画的四个截图，其中图3（a）中的E点为水平轨迹的起点，图3（b）中的E点为水平轨迹的中点，图3（c）中的E点为水平轨迹的终点，而图3（d）中的E点为圆弧轨迹（图中未画出）即回程的中点。
2020年平面机构运动方案设计与拼装实验报告
平面机构运动方案设计与拼装实验报告平面机构运动设计与拼装实验报告 平面机构运动方案设计与拼装实验报告 一、实验目的 1.加深学生对机构组成原理的认识，进一步理解平面机构的组成及其运动特性。 2.通过平面机构的拼装，训练学生的工程实践动手能力，了解机构在实际安装中可能出现的运动干涉现象及解决办法。 3.通过机构运动方案的设计，培养学生的创新意识和综合设计能力。二、实验原理 机构具有确定运动的条件是其原动件数应等于其所具有的自由度数。如将机构的机架及与机架相连的原动件从机构中拆分开来，则其余构件构成的杆件组必然是一个自由度为零的构件组。而这个自由度为零的构件组，有时还可以拆分成为更简单的自由度为零的构件组，最后将不能再拆的最简单的自由度为零的构件组称为基本杆组，简称杆组。
由杆组定义，组成平面机构的基本杆组应满足条件： F=3n-2Pl-Ph=0 任何平面机构均可用零自由度的杆组依次连接到原动件和机架上的方法来组成，这是机构的组成原理，也是本实验的基本原理。三、机构设计及实验组装说明书 本组选择的是筛料机构： 图1 筛料机构简图 机构组成：该机构由曲柄摇杆机构和摇杆滑块机构构成。 工作特点：曲柄1匀速转动，通过摇杆3和连杆4带动滑块5作往复直线运动，由于曲柄摇杆机构的急回性质，使得滑块5速度、加速度变化较大，从而更好地完成筛料工作。 使用到的零部件：
工具：内六角扳手三把、活动扳手、钢板尺、自备三角板、圆规、纸和笔等文具。 1）实验台机架 图2 实验台机架图 实验台机架中有5根铅垂立柱，它们可沿X方向移动。移动时请用双手扶稳立柱、并尽可能使立柱在移动过程中保持铅垂状态，这样便可以轻松推动立柱。立柱移动到预定的位置后，将立柱上、下两端的螺栓锁紧（安全注意事项：不允许将立柱上、下两端的螺栓卸下，在移动立柱前只需将螺栓拧松即可）。立柱上的滑块可沿Y方向移动。将滑块移动到预定的位置后，用螺栓将滑块紧定在立柱上。按上述方法即可在X、Y 平面内确定活动构件相对机架的连接位置。面对操作者的 机架铅垂面称为拼接起始参考面或操作面。 2）轴相对机架的拼接（图示中的编号与“机构运动方案创新设计实验台零部件清单”序号相同）
飞机总体设计大作业
— 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 ；