第五章飞机主要参数的选择
第五章 飞机主要参数的选择
选定飞机的设计参数，是飞机总体设计过程中最主要的工作。所谓飞机的总体设计，简言之，即已知设计要求，求解设计参数，定出飞机总体方案的过程。飞机的设计参数是确定飞机方案的设计变量。确定一个总体方案，需要定出一组设计参数，包括飞机及其各组成部分的质量；机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角、机身的最大直径和长度等几何参数；以及发动机的推力等等。
在总体设计的初期，如果想一下子就把各项参数都选好，是很困难的，而往往需要用原准统计法进行粗略的初步选择。所谓原准统计法，即参照原准机和有关的统计资料，凭设计者的经验和判断，初步选出飞机的设计参数。如果所设计的飞机是某现役飞机的后继机，性能指标差别不是很大，或仅在某一两点上有较大的差别，则可以将原来的飞机做为原准机，这样在设计上和生产上可能有良好的继承性，这是很有利的。但是，如果在性能指标上有量级的突变，则不宜再将原机种做为新机设计的原准机了。如果选用外国的飞机做为原准机，则应特别注意我国自己的设计风格及科研和生产水平，应尽量多搜集一些统计资料，以便对比分析。对各种统计数据均应注意其来源、附加条件和可靠程度，这种方法简单方便，但用这种方法时，一是原准机选得要合适，二是统计资料工作要做好。
另一类选择飞机参数的方法是统计分析法，即利用统计资料或科学研究实验结果作为原始数据，建立分析计算的数学模型，并利用计算机进行反复迭代的分析计算，求解出合理的设计参数。不论是哪一种方法都要求深入地了解飞机主要的设计参数与飞机飞行性能之间的关系，以及在进行参数选择时的决策原则。
在众多的飞机设计参数当中，最主要的有三个：
1．飞机的正常起飞质量（kg）；
0m 2．动力装置的海平面静推力（dan）
； 0P 3．机翼面积（m S 2
）
。 这三个参数对飞机的总体方案具有决定性的全局性影响，这三个参数一改变，飞机的总体方案就要大变，所以称之为飞机的主要参数。它们的相对参数是：
1． 起飞翼载荷
0p S
g m p 1000=
(dan/m 2
) 2．起飞推重比0P
)/(1000g m P P =
§5.1 飞机主要设计参数与飞行性能的关系
这一节，回顾过去在飞行力学等课程中所学的一些简单的计算飞机性能的公式，以便对
· 55 ·
飞机主要参数与飞行性能之间的关系进行研究和分析。
一、最大平飞速度
max v 从飞机在某一高度（H）上等速平飞时，推力等于阻力的基本方程：
S v C P H x
H 22
1
ρ= (5.1) 可以得出的计算公式为：
max v ?
=x H
H C p P v 55
.14max (5.2) 其中：的单位为“km/h”
， ?——H高度处的空气相对密度；max v H P ——H高度处的推重比；——H高度处的翼载荷，单位为“dan／m H p 2
”
。 涡轮喷气发动机的推力与飞行速度和高度有关，超音速时，其关系如下：
当H<11000m 时， 085.0P P H ?=ξ （5.3） 当H>11000m 时， 02.1P P H ?=ξ （5.4） 其中系数和85.0??2.1是考虑推力随高度的变化；速度特性系数0/==v v P P ξ是考虑推力随飞行速度的变化。
将（5.3）和（5.4）式代入（5.2）式得到： 当H＜11000m 时，
15
.00max 55
.14?
=x H C P p v ξ
(5.5) 当H≥11000m 时，
x
H C P p v ξ
0max 94
.15= (5.6) 由此可知飞机的最大平飞速度与其推重比及翼载荷的1/2次方成正比。 max v 二、静升限
静H 静升限是指飞机能继续维持平飞时的最大飞行高度，可以用该高度处的空气相对密度值来表示。
由平飞时“升力等于重量”和“阻力等于推力”的关系式，可以得出。
根据极曲线的表达式。可得，)10/(max K mg P =2
00y x x C D C C +=0
0max max 21x x y C D C C K =????????=代入上式，则可以· 56 ·
导出，
067.1P C D x ξ=
?升限 (5.7)
对于亚音速飞机，
0)
/(67
.1P C e x ξπλ=?升限 (5.8)
对于超音速飞机，
201
83
.0P M C x ξ?=?升限 (5.9)
可见，飞机的推重比对其静升限的影响最大，是正比关系，而对于亚音速飞机，增大机翼的展弦比也可以使静升限提高。
三、最大航程
max L 从飞行力学中得知，巡航状态下航程的计算公式为：
()()终平均巡m m C Kv L e /ln /6.30= (5.10)
其中：L 的单位为km；K ——飞机的升阻比；——巡航速度（m/s）；——发动机的平均耗油率；——开始巡航飞行时的飞机质量；——飞行终了时的飞机质量。 巡v 平均e C 0m 终m 如果考虑在起飞、爬高和加速到巡航速度过程中所消耗掉的燃油，则需对（5.10）式修改为：
???
?
????=终平均巡m m C Kv L e 0ln 45
.3 (5.11) 其中：
油油终m m m m m m ?=?=11
000 而 油
油
油m m m ?≈
?111ln
油m ——可用燃油质量，0
m m m 油
油=
为燃油质量系数。代入上式得， 油
油
平均巡m m C Kv L e ??
=145
.3 (5.12) · 57 ·
将飞行速度换算成飞行M 数得到：
油
油
平均巡m m C KM L e ??
=11020
(5.13) 从航程的表达式可以看出，选用耗油率较低的发动机可以增大航程，提高的值也可以增大航程，但影响最大的则是)(巡航Kv 油m 。因此，对于远程飞机一定要设法增大载油系数。
四、起飞滑跑距离
起滑l 通常在飞机的设计要求中都给定起飞滑跑距离，其近似计算公式如下：
)
(908.0max 0
f P C p l y ?=
平均起飞起滑 (5.14)
其中，——襟翼在起飞位置时的最大升力系数；——翼载荷单位为“dan／m 起飞max y C 0p 2
”； 平均P ——起飞滑跑时的平均推重比，095.0P P ≈平均；——滑跑时机轮与地面之间的摩擦系数。
f 通常认为，对于水泥跑道，；草地，035.0=f 085.0=f 。
从（5.14）式可以明显地看出，为了缩短起飞滑跑距离，需要降低翼载荷，增大推重比和最大升力系数，翼载荷太小将会对其他性能产生不利的影响。因此，现代飞机为了尽量缩短其起飞滑跑距离，就要设法增大其推重比，同时采用高效率的增升装置尽量提高其起飞时的最大升力系数。
五、着陆速度
着陆v 从“着陆时飞机的升力等于重量”的关系式推出的着陆速度表达式为：
着陆
着陆着陆max 55
.14y C p v = (5.15)
其中：
的单位为“km／h”； ——着陆时的翼载荷，单位为“dan／m 着陆v 着陆p 2
”； ——着陆时，前、后缘增升装置完全放下的最大升力系数。
着陆max y C 从（5.15）式可知减小着陆速度的办法是降低着陆时的翼载荷和提高着陆时的最大升力
系数。
为了把转换为，取
着陆p 0p 消耗油着陆m m m m ??=0
)1(0消耗油m m m ??=
· 58 ·
其中：——飞机着陆时的质量；着陆m 油m ——相对的消耗燃油质量系数；消耗m ——相对的消耗载荷的质量系数，消耗质量包括旅客机的食物和水或军用飞机的武器弹药等。
)
1(0消耗油着陆
m m p p ??=
代入（5.15）得
)
1(7.2112
max 0消耗油着陆
着陆m m v C p y ??=
（5.16）
对于其他方面的飞行性能，也可以找出其与设计参数之间的类似关系式，需要时同学们可从一些书籍或手册中查找，这里不再一一列举。
§5.2 选择飞机主要参数的方法
飞机的设计参数很多，最主要的是其起飞质量、动力装置的海平面静推力和机翼面积，这三个参数可以组合成两个相对参数：起飞推重比0P 和翼载荷。0p 0P 和主要决定于对飞机的飞行性能的要求，不直接涉及飞机几何尺寸的绝对值，比较容易确定。所以，通常在进行飞机参数选择时，可以先根据飞机设计要求中所给定的飞行性能指标，初步选定0p 0P 和，然后再根据飞机的典型任务及其他方面的要求算出，从而初步确定各主要参数的初值。
0p 0m 可以说各个飞机设计部门所用的参数选择方法都不是一样的，都有他们自己的具体方法，对具体计算公式和原始数据的选取各有差异，很难一一加以叙述，这里仅简单介绍两种比较典型的方法。
一、界限线法
当某项飞行性能给定时，在起飞推重比和翼载荷之间，总存在着一定的关系，这种关系可以用函数0),(0=p P f 来表示，如果能设法找出这种函数关系，就可以在),(0p P 坐标平面上画出相应的曲线来，在曲线的某一边的0P 和值是可以满足要求的，而在另一边的值则不能满足设计要求，这种曲线就是代表能否满足性能要求的界限线。
0p 对于不同的性能要求，这种函数关系也不一样，因此，根据飞机设计要求所给定各项性能指标，即可画出一组这样的界限线，形成一个关于能满足设计要求的0P 和的可选区。然后通过对飞机的设计要求进行综合性分析，在可选区的范围内，即可选出合适的0p 0P 和值，这种方法即称为界限线法。
0p 这里只有0P 和两个相对参数做为设计变量，属于二维的问题，显然，如果同时选择三个或四个参数，则将形成三维或四维的可选域。
0p 这种方法的特点是简明、直观。应用这种方法的关键在于如何设法找出各项飞行性能与0P 和之间的函数关系，有时要涉及多种气动导数和外形参数，需要有合适的统计数据或实验
0p · 59 ·
数据，找出这种关系之后，即可按相同的坐标比例绘出0P ～的界限线图，如图5.1所示。
0p
图5.1 0P ～界限线图
0p 图5.1中影线所示的区域即为可选区，可选区中各点（0P ,）均能全面满足各项性能指标的要求，但究竟选用哪一点的0p 0P 和值较好，应该考虑下述的一些原则：
0p 1．在靠近可选区的下面取值时，可以减轻飞机的质量，所选之0P 越小，则代表
结构油动力m m m ++越小，或有效m 越大。
不应该盲目地将0P 或选得过大，否则可能对总体方案的设计产生不利的影响。 0p 2．应该对飞机的设计要求进行综合分析，对最主要的要求要多加照顾，即在选定0P
和值时，应该远离最主要性能的界限线，给满足这种性能留有充足的余量。图5.2所示是几种变后掠翼军用飞机的统计数据。
0p
图5.2几种军用飞机的推重比和翼载荷 1．空中优势 2．近距支援 3．遮断和截击
从图中可以看出，对于强调突出空战性能的飞机，应该选取0P 较大、较小的值，而突出任务是对地攻击、近距支援和强调截击任务的飞机，则应分别沿箭头2和箭头3的方向选
0p · 60 ·
取。
3．因是初步的选择，所以对各项性能要求应考虑留有适当的余量，并应考虑所用函数关系式及有关原始数据的准确度。
二、对比分析法
参考文献〔3〕中介绍了一种按各项飞行性能要求分别对所需之0P 和值进行计算，然后进行对比取值定出0p 0P 和的方法，我们称之为对比分析法。现简介如下：
0p 1． 用（5.13）式求出在飞行过程中的相对燃油消耗量油m
油
油
平均巡m m C KM L e ??=11020
（运算1） 其中：和由设计要求给定，L 巡M K 和由统计数据得出。 平均e C 2． 按飞机着陆状态，用（5.16）式求出翼载荷值：
'0p )
17.211'2
max 0消耗油着陆
着陆（m m v C p y ??=
（运算2）
其中：由设计要求给定，按不同的机翼增升装置取统计值： 对高效率的增升装置，当后掠角着陆v 着陆max y C χ＝0°～25°时取3.0～3.2， χ＝25°～35°时取2.7～2.9； 对一般的增升装置取2.2～2.3； 对正常式超音速飞机取1.3～1.5； 对无尾式超音速飞机取0.7～0.9。
3． 按给定的巡航速度（或），用巡v 巡M q C p y =的公式算出所需的翼载荷：
2
106.011"巡巡M q C m p M y T =?= （运算3）
其中，是在给定飞行高度，对应于1=M q M ＝1时的速压；按统计值。 巡y C 4．对于机动类飞机，按允许使用的升力系数和允许使用的过载计算翼载荷：
机动允许
允许q n C m p y y T ??=
6.011
'"0 （运算4） 其中，用对应于允许y C )(αf C y =曲线开始弯曲时的值，或者对应于曲线的直线段的值，或者按强度规范（y C )(y z C f m =y C 允许y n max 5.0y y n n =允许）
，或者按飞行员生理条件的限制来确定，在机动飞机的战术技术要求中，通常给定机动过载和速压值。
允许y n 机动q 5．进行翼载荷的选择，取、、中的最小值：
'0p "0p '"0p · 61 ·
???
??='""'min 0
000p p p p （运算5）
6．用平飞时的公式K P /1=按保证平飞的条件计算推重比： 按（5.3）式当飞行高度H ＜11000m 时，
调
巡?ξ85
.001
?=
K P I
（运算6） 按（5.4）式当飞行高度H ≥11000m 时，
调
巡?ξ?=
K P I
2.110 （运算6′）
其中，从统计数据中选取，，系数巡K max 90.0~85.0K K ）（巡=调?是考虑在巡航飞行过程中，能够把发动机油门调节到允许发动机长期工作或对应于耗油率最低的最佳状态的程度，通常此系数的值等于0.8～0.9。
如没有恰当的的统计值，可以用的统计值，当给定和飞行高度时，
巡K 0x C 巡v )/(8.102
15.000p v C P x I
ξ巡?= （运算6″）
0p 取运算5的值。
7．按给定的起飞滑跑距离计算推重比，从（5.14）式得出：
f l C p P y II
+=
起滑
起飞max 0
0908.0 （运算7）
其中，按统计数值选取，可以取： f C y 、起飞max 起飞max y C 对高效率增升装置飞机 2.1～2.3 对一般增升装置的飞机 1.5～1.7 对正常式超音速飞机 0.8～0.9 对无尾飞机 0.6～0.65
8．对机动类飞机的推重比按以下补充条件计算： （1）按给定的爬升速度，
???
?
????????????+=调?ξ?H y III K
v v P 11max 0
（运算8） · 62 ·
其中，——给定的爬升速度；——给定的飞行速度或最有利的飞行速度；
y v v ??????
?=2.185
.0H
? 时时m H m H 1100011000≥<（2）按给定的
max q 调
?ξ?H x IV
p q C P 0max
00≈
（运算8′）
（3）按在给定的和v H 下，给定的持续使用过载，
使用y n 调
使用使用
?ξ?H y y V K n n P max 20
21+≈
（运算8″）
以上三种情况，如在飞行中发动机不加力，1=调?；加力时，0.2~5.1=调?。 9．选定飞机的推重比：
?????????=V IV III
II I P P P P P P 0
0000max （运算9）
10．初步估算飞机结构、动力装置、设备及操纵系统的相对质量结构m 、动m 、设备m 。
（运算10）
11．按给定的有效载荷质量计算飞机质量的第一次近似值。
T
I m m m m m m ????=
设备动力结构有效
10 （运算11）
12．按所选的的0P 和及所求出的值，计算：
0p I
m 0（1） 机翼面积0
010p g
m S I
= (m 2），
（2） 起飞推力10/000g m P P I
= (dan ） （运算12）
这样就完成了飞机主要参数选择的第一个循环，然后进行飞机部件参数的选择，初步进
行飞机的外形布局和内部布置，再对飞机质量进行第二循环的计算，并重复飞机主要参数选择的全过程。
· 63 ·
§5.3 飞机全机质量的估算
在进行飞机总体方案设计时，开始不可能精确地求出飞机的全机质量m0的值，而只能进行初步的估算。飞机质量的估算方法有许多种，繁简和准确程度也很不一样，但在飞机总体设计阶段所用的方法，在原理上都是利用统计资料和一些近似计算公式，按逐步逼近的方法求解m0的近似值。
一、全机质量的含义
通常在飞机设计过程中经常遇到的全机质量有以下几种：
（一）空机质量
飞机的空机质量是指除去有效载荷、耗消性载荷及各种在飞行前后需进行拆装的装备和设施以后的飞机质量。
这里所说的有效期荷，是指飞机的乘员、需要运送的旅客和货物、农业机的农药和种子、军用机的武器弹药等等。
消耗性载荷是指燃油、滑油等等。
需拆卸的设施包括：各种工具、备用件、专用外挂架、救生包、卫生箱以及餐具等等。 （二）起飞质量
1．正常起飞质量——根据飞机的设计要求，能够达到最大技术航程的飞机质量，通常不计外挂的副油箱，用m0表示；
2．最大起飞质量——由飞机设计部门根据飞机的结构强度和起飞安全条件所规定的最大飞机质量，通常包括副油箱等外挂物的质量。
（三）飞行质量
1．正常飞行质量——指飞机有50％余油的质量，在计算飞行性能时常用此质量：
2．最大飞行质量——指结构强度和飞行安全所能允许的最大飞行质量，飞机在空中加油时要受此质量的限制。
（四）着陆质量
1．正常着陆质量——通常是指飞机在有20％的余油、50％的弹药时的质量；
2．最大着陆质量——受结构强度限制，能保证安全着陆的最大飞机质量。
在飞机总体设计阶段，首先要定的是飞机的正常起飞质量m0，在进行分析计算时也要用到正常飞行质量和正常着陆质量。
二、飞机质量的分类
飞机的构造复杂，由众多零构件和各种设备组成。对飞机质量进行精确的计算，理应从每一个零件和每一种设备入手，但在总体方案设计阶段，这是根本不可能的，也是不必要的。为了分析研究和计算的方便，通常是将飞机的质量划分成若干个组成部分，或者叫做分类。这种划分可粗可细，例如某歼击机各部分质量的明细表如图5.3所示。
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图5.3 某型歼击机质量表
象图5.3的分法，在飞机总体方案设计阶段还嫌过细，不便于对飞机全机质量进行估算。比较典型的分法，如图5.4所示。
图5.4 飞机质量分类图
当然，任何一种分类方法都不是绝对的，只是为了便于对飞机质量进行分析研究和计算而已。
三、飞机全机质量的近似计算
根据设计要求，飞机必须能够装载给定的各种有效载荷，满足航程、续航性、速度和巡航速度等要求。根据这些最基本的设计要求，应用统计数据和经验公式，可初步估算飞机起飞质量、空机质量和燃油质量。下面采用文献[8]的方法，给出一个估算起飞质量、空机质量和燃油质量的计算步骤。此方法适用于12种类型的飞机，各类飞机参见表5.1。
0m 空机m 油m （一） 方法概要
飞机的起飞质量可由下式表述：
0m 有效油使用m m m m ++=0 （5.17）
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其中：——燃油质量；——有效载荷；为使用空机质量，由下式确定：
油m 有效m 使用m 机组不可用燃油空机使用m m m m ++= （5.18）
式中：——不可用的燃油和滑油质量；——机组人员质量；为空机质量，可由下式计算：
不可用燃油m 机组m 空机m 动力设备结构空机m m m m ++= （5.19）
式中：——结构质量；——固定设备质量，——动力装置质量。
结构m 设备m 动力m 固定设备质量包括如下几部分：航空电子设备；空气调节设备；特殊雷达设备；辅助动力装置；装置和内部装配；飞机在完成任务时所需的其它设备。
估算起飞质量的思路主要有两点：（1）首先根据设计要求（有效载荷、航程、续航时间、巡航速度），估算出所需的燃油质量；（2）利用飞机起飞质量和空机质量的之间的统计经验公式。
油m 0m 空机m 基于上述两点，估算起飞质量、空机质量和燃油质量可按以下步骤来进行： 0m 空机m 油m 第一步：确定设计要求中所要求的设计要求有效载荷。 有效m 第二步：猜测一个合适的起飞质量值。 0m 第三步：确定完成任务的燃油质量。
油m 第四步：按下式计算假想的（可用的）使用空机质量：
)(可用使用m 有效油可用使用m m m m ??=0)( （5.20）
第五步：按下式计算假想的（可用的）空机质量：
E G 机组不可用燃油可用使用可用空机m m m m ??=)()( （5.21）
对某些飞机的可按0.5% 计算，通常在设计阶段可以忽略掉。
不可用燃油m 0m 第六步：利用飞机起飞质量和空机质量的之间的统计经验公式，计算出需用的空机质量。
0m 空机m )(需用使用m 第七步：比较第五步和第六步得到的和。调整重复第三步到第六步的计算过程，直到和之间的相对误差小于0.5%为止。
)(可用使用m )(需用使用m 0m )(可用使用m )(需用使用m 以下对上述各步骤中有关计算作进一步的说明。 （二）关于计算有效载荷和机组质量有效m 机组
m 有效载荷通常由以下组成：（1）乘客和行李；（2）货物；（3）军用载荷，如弹药、炸弹、导弹和各种存储物或吊舱。
有效m 民用飞机里的乘客平均每人重80公斤，短距离飞行时行李重15公斤，长距离飞行时行李重20公斤。
机组质量可根据下面的数据来计算。对于民用飞机，机组包括驾驶舱驾驶员和机舱服务人员。每个机组的人数取决于飞机的类型和任务，同时也取决于所载乘客总数，适航条例中给出了最小机组人员要求。机组人员平均每人重80公斤，携带15公斤的行李。对于军用机，
机组m · 66 ·
因为有降落伞等额外的装置，机组人员每人按95公斤计算。 （三）关于起飞质量的最初近似估测值
0m 起飞质量的最初估测值可从参考资料中所列的设计要求相近的飞机比较而得到的。如果没有合理的比较数据，这时就按经验给出一个猜测值。 0m （四）关于燃油质量的估算
油m 燃油质量由二部分组成：
油m 备用燃油使用燃油油m m m +=
其中：——满足设计要求所需的燃油质量； 使用燃油m
——备用燃油质量。
备用燃油m 备用燃油通常在任务要求中给出，对于民用飞机，在适航条例中给出。备用燃油质量通常按以下几种情况确定：（1）按所需的使用燃油质量的百分比给出，比如25%
；（2）为能到达备降机场所需增加的航程部分；（3）所需的额外的空中盘旋时间。
备用燃油m 使用燃油m 为确定在设计要求中所需燃油质量，可用燃油系数法计算。该方法是将飞行任务分为若干阶段，每个阶段所用的燃油质量，根据简单的性能计算公式或统计数据来取确定。燃油系数法可以应用于任意一架飞机。图5.5示出了典型的任务剖面图。
使用燃油m 任务剖面图可以划分为几个任务阶段。每个阶段用数字来表示。每个阶段有一个起始质量和一个与其有关的结束质量。每一阶段的燃油系数被定义为结束质量与起始质量的比值。
图5.5 飞机的飞行任务剖面
下一步是给有关的每一任务段所分配的燃油系数。具体做法如下： 阶段1——起动和暖机
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起始质量，结束质量与。该段的燃油系数为可由表5.1查出。 0m 1m 01/m m 阶段2——滑跑
起始质量，结束质量与。该段的燃油系数为可由表5.1查出。 1m 2m 12/m m 阶段3——起飞
起始质量，结束质量与。该段的燃油系数为可由表5.1查出。 2m 3m 23/m m 阶段4——爬升到巡航高度和加速到巡航高度
起始质量，结束质量与。该段的燃油系数可用Breguet 的续航公式计算。 3m 4m 34/m m 对于螺旋桨飞机：
)/ln()()/)(/1(4.60343m m K c V E p p 爬升爬升爬升爬升η= （5.22）
其中：在上式中的单位是：km/h 。 爬升V 对于喷气式飞机：
)/ln()()/1(43m m K c E j 爬升爬升爬升= （5.23）
为了计算该阶段的燃油系数，必须估算爬升阶段、爬升V 爬升)/(p p c η、和的平均值。表5.2给出了确定该系数的参考值。方程（5.22）和（5.23）式中的是爬升时间，用小时表示，可通过飞机平均爬升率和在爬升段的最后高度（通常指巡航高度）计算得到。 爬升)/1(j c 爬升)(K 爬升E 阶段5——巡航
起始质量，结束质量与。该段的燃油系数可用Breguet 的航程公式估算。 4m 5m 45/m m 对于螺旋桨飞机：
)/ln()()/(4.60354m m K c L p p 巡航巡航巡航η= （5.24）
对于喷气式飞机：
)/ln()()/(54m m K c V L j 巡航巡航巡航= （5.25）
式中的单位是km ，巡航L 巡航)/(p p c η、、和的值仍可由表5.2查出。巡航航程和巡航速度通常由设计要求中已给出。 巡航)/(j c V 巡航)(j c 巡航)(K 巡航L 巡航V 阶段6——盘旋
起始质量，结束质量。该段的燃油系数可用Breguet 的续航公式估算。 5m 6m 56/m m 对于螺桨推动飞机：
)/ln()()/)(/1(4.60365m m K c V E p p 盘旋盘旋盘旋盘旋η= （5.26）
对于喷气式飞机：
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)/ln()()/1(65m m K c E j 盘旋盘旋盘旋= （5.27）
式中：的单位为km/h ，的单位为小时。盘旋V 盘旋E 盘旋)/(p p c η、和的值仍可由表5.2查出。和通常由设计要求中已给出。 盘旋)(j c r K 盘旋)(盘旋V 盘旋E 阶段7——下降
起始质量，结束质量。
6m 7m 该段的燃油系数可由表5.1查出。 67/m m 阶段8——着陆、滑跑和停机
起始质量，结束质量与。该段的燃油系数可由表5.1查出。 7m 8m 78/m m 现在可以计算燃油系数：
ff M ∏==+=7
1
1
01)/()
/(i i i i ff m m
m m M （5.28）
飞行中耗油量：
使用燃油m 0)1(m M m ff ?=使用燃油 （5.29）
总燃油质量：
油m 备用燃油使用燃油m m M m ff +?=0)1( （5.30） （五）关于估算需用的空机质量
)(需用使用m 对于各类飞机，飞机起飞质量和空机质量的之间的有一个统计经验公式。利用这个经验公式，可根据所假设的起飞质量估算出需用的空机质量。从求的方法可按以下经验公式计算：
0m 油m 0m )(需用使用m 0m )(需用使用m ({B A m inv m /log log .0)()}?=需用使用 （5.31）
参数A 和B 的数值由表5.3列出。值得注意的是大多数飞机的结构都是用金属材料生产的。如果读者希望得到由复合材料生产的飞机的估计值，可参照下面二点：
（1）确定飞机哪些组成部分是由复合材料生产的；（2）确定的平均值。由上面得到的的允许值必须乘上表5.4所列的值。
)(需用使用m 金属复材m m /)(需用使用m 金属复材m m /· 69 ·
表5.1 任务阶段的建议燃油系数
· 70 ·
表5.2 任务阶段的K 、c j 、c p 、和ηp 的建议值
· 71 ·
表5.3 公式5.27中的线性回归值A 、B
飞机类型
A B 家庭制造的飞机 私人娱乐和运输机
0.3411 0.9519 单发的螺旋桨驱动的飞机 -0.1440 1.1162 全金属飞机 0.0966 1.0298 双发的螺旋桨驱动的飞机 复合材料飞机 0.1130 1.0403 农业飞机 -0.4398 1.1946 商业喷气式飞机
0.2678 0.9979 支线涡轮螺旋桨驱动的飞机 0.3774 0.9647 喷气式运输机
0.0833 1.0383 涡轮喷气
0.6632 0.8640 涡轮螺桨 -1.4041 1.4660 军用教练机
活塞/螺桨
0.5627 0.8761 涡轮喷气（带额外载荷）
0.5091 0.9505 涡轮喷气（无额外载荷）0.1362 1.0116 战斗机
涡轮螺桨（带额外载荷）
0.2705 0.9830 涡轮喷气 -0.2009 1.1037 军用巡逻机、轰炸机和运输机 涡轮螺桨 -0.4179 1.1446 飞艇、两栖和水上飞机 0.1703 1.0083 超音速巡航飞机
0.4221 0.9876
表5.4 复合材料结构重量减小系数
结构元件 金属复材G G /
机身
0.85 机翼、垂直尾翼
0.85 鸭翼、水平尾翼 0.75 初步设计结构
起落架
0.88 襟翼、缝翼、舱门 0.60 整流罩
0.60 内部装备 0.50 详细设计结构
吸气系统
0.70~0.80
· 72 ·
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 -
变速箱主要全参数地选择计算
第三章变速箱主要参数的选择 根据变速箱运用的实际场合，结合同类变速箱的设计数据和经验，来进行本设计的主要参数的选择，包括：挡数、传动比范围、中心距、外形尺寸、齿轮参数等。 3.1 挡数 变速箱的挡数可在3～20个挡位范围内变化。通常变速箱的挡数在6挡以下，当挡数超过六挡以后，可在6挡以下的主变速箱基础上，再配置副变速箱，通过两者的组合获得多挡位变速箱。 传动系的挡位增多后，增加了选用合适挡位使发动机处于工作状况的机会，有利于提高燃油经济性。因此，轿车手动变速箱已基本采用5挡，也有6挡的。近年来，为了降低油耗，变速箱的挡位也有增加的趋势。发动机排量大的乘用车多用5个挡。【本设计采用5个挡位】 3.2 传动比范围 变速箱传动比的范围是指变速箱最低挡传动比与最高挡传动比的比值。高挡通常是直接挡，传动比为1.0；有的变速箱最高挡是超速挡，传动比为0.7～0.8。影响最低挡传动比选取的因素有：发动机的最大转矩和最低稳定转速所要求的汽车最大爬坡能力、驱动轮与路面间的附着力、主减速比和驱动轮的滚动半径以及所要求达到最低稳定性是车速等。目前乘用车的传动比范围在3.0～5.4之间，总质量轻些的商用车在5.0～8.0之间，其他商用车则更大。 本设计根据已给条件，最高挡挡选用超速挡，传动比为i1=3.5，i2=2.5，i3=2.0，i4=1.5，i5=0.95，iR=3.5(倒挡) 所给相邻挡位间的传动比比值在1.8以下，利于换挡。 3.3 中心距A 对中间轴式变速箱，变速箱中心距是指中间轴与第二轴轴线之间的距离。它是一个基本参数，其大小不仅对变速箱的外形尺寸、体积和质量大小有影响，而且对齿轮的接触有轻度有影响。中心距越小，齿轮的接触应力越大，齿轮寿命越短；变速箱的中心距取的越小，会使变速箱长度增加，并因此而使轴的刚度被削弱和使齿轮的啮合状态破坏。 中间轴式变速箱中心距A（mm）的确定，可根据对已有变速箱的统计而得出
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。
仿生扑翼飞行器设计与制作
仿生扑翼飞行器设计与制作 摘要：随着仿生学的发展和材料动力技术的不断进步，人类能更好的模仿生物的运动，向大自然学习，服务人类。像鸟一样的飞行是人类几千年的梦想，近几年科研人员在扑翼飞行器的研究和制造方面有了很大的发展，目前世界上已经出现了许多扑翼飞行器，但其仿生程度任然较低。通过学习和研究我们选用了对称的五杆机构来实现飞行器的机翼的动作，并按照飞行原理设计了飞行器的升力机构和推力机构，最后做出了实物，进行了飞行试验。 关键词：仿生;扑翼飞行器;五杆机构;空气动力学;飞行试验 Designing and producting of the flapping wing flight vehicle in bionics ABSTRACT: Along with the development of bionics and material power technology advances, mankind can better imitate biological movement, learning to nature and servicing human. Flying Like a bird is the dream of human for several thousand years, In recent years researchers Made great progress in the flapping wing flight vehicle research and manufacturing. There are already some kind of the flapping wing flight vehicles in the word recently, but the bionic degree lower still. With the studying and researching we choose the symmetrical five-bar mechanism to realize the action of the wing of the aircraft, According to the principle of fly. I design the lift institutions and thrust institutions. Finally I made the craft, and test it. KEY WORDS:Bionic; The flapping wing flight vehicle; Five-bar mechanism; Aerodynamics; Flight test
汽车主要参数的选择分解
汽车主要参数的选择 一、汽车主要尺寸的确定 汽车的主要尺寸有外廓尺寸、轴距、轮距、前悬、后悬、货车车头长度和车箱尺寸等。 1、外廓尺寸 GBl589 —89 汽车外廓尺寸限界规定汽车外廓尺寸长：货车、越野车、整体式客车不应超过12m ，单铰接式客车不超过18m ，半挂汽车列车不超过16.5m ，全挂汽车列车不超过20m ；不包括后视镜，汽车宽不超过2．5m ；空载、 顶窗关闭状态下，汽车高不超过4m ；后视镜等单侧外伸量 不得超出最大宽度处250mm ；顶窗、换气装置开启时不得超出车高300mm 。 不在公路上行驶的汽车，其外廓尺寸不受上述规定限制。 轿车总长L a是轴距L、前悬L F和后悬L R的和。它与轴距L 有下述关系：L a=L /C。式中，C为比例系数，其值在0.52?0.66之间。发动机前置前轮驱动汽车的C值为0.62?0.66 , 发动机后置后轮驱动汽车的C值约为0.52?0.56。 轿车宽度尺寸一方面由乘员必需的室内宽度和车门厚度来决定，另一方面应保证能布置下发动机、车架、悬架、转向系和车轮等。轿车总宽B a与车辆总长L a之间有下述近似 关系：B a=( L a ／3)+(1 95+60)mm 。后座乘三人的轿车，B a 不应小于1410mm
影响轿车总高H a的因素有轴间底部离地高度h m，板及下部零件高h p，室内高h B和车顶造型高度h t等。 轴间底部离地高h m应大于最小离地间隙h min。由座位高、乘员上身长和头部及头上部空间构成的室内高h B 一般在1120?1380mm 之间。车顶造型高度大约在20?40mm 范围内变化。 2、轴距L 轴距L对整备质量、汽车总长、最小转弯直径、传动轴长度、纵向通过半径有影响。当轴距短时，上述各指标减小。此外，轴距还对轴荷分配有影响。轴距过短会使车厢（箱）长 度不足或后悬过长；上坡或制动时轴荷转移过大，汽车制动性和操纵稳定性变坏；车身纵向角振动增大，对平顺性不利；万向节传动轴的夹角增大。 原则上轿车的级别越高，装载量或载客量多的货车或客车轴距取得长。对机动性要求高的汽车轴距宜取短些。为满足市场需要，工厂在标准轴距货车基础上，生产出短轴距和长轴距的变型车。不同轴距变型车的轴距变化推荐在O.4-0.6m 的范围内来确定为宜。 汽车的轴距可参考表1-5提供的数据选定。 表I一 5 各类汽车的轴距和轮距
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。
超小型仿生扑翼飞行器扑翼结构有限元分析
目录 摘要 (1) ABSTRACT (2) 0 引言 (4) 1 国内外仿生扑翼飞行器研究的发展综述 (6) 1.1 国外研究的现状 (6) 1.2 国内研究的现状 (10) 1.3 课题研究的主要内容 (11) 2 超小型仿生扑翼飞行器扑翼有限元模型的建立 (11) 2.1 有限元分析的概述 (11) 2.1.1 有限元分析的原理 (11) 2.1.2弹性力学基础 (14) 2.2 ANSYS软件的介绍 (21) 2.2.1 前处理模块PREP7 (22) 2.2.2 求解模块SOLUTION (23) 2.2.3 后处理模块POST1和POST26 (24) 2.3 扑翼有限元模型的建立 (24) 2.3.1 超小型仿生扑翼飞行器扑翼几何物理模型的建立 (25) 2.3.2 单元类型的选择 (28) 2.3.3 单元特性的定义 (30) 2.3.4 有限元网格划分 (31)
2.4 本章小结 (32) 3 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的静态力学特性讨论 (33) 3.1 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构线性静力学分析 (33) 3.2 超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构非线性静力学分析 (37) 3.3 初探材料特性对仿生扑翼刚度等性能的影响 (40) 3.4 本章小结 (45) 4 结论 (45) 参考文献 (47) 译文 (50) 原文说明 (60)
摘要 超小型仿生扑翼飞行器是一种模仿鸟类或昆虫飞行的新概念飞行器，在应用技术上超出了传统的飞机设计和气动力的研究范畴，同时开创了微机电系统技术（MEMS）在航空领域的应用。设计和制造具有良好动力学特性的高效仿生扑翼，是超小型仿生扑翼飞行器研究中的一个关键环节，同时也是目前非常富有挑战性的研究难题。 本文利用有限元的基础理论，对仿照蜻蜓翅翼，设计的仿生扑翼进行结构静力学等内容的分析，研究了超小型仿生扑翼飞行器扑翼的结构特性等。文中的建模、分析方法及所得结论，为超小型仿生扑翼飞行器扑翼的设计、制作和应用提供了一定的理论依据。 本文基于蜻蜓真实的翅翼样本，利用ANSYS10.0软件，分别建立了仿生扑翼1和仿生扑翼2的几何结构模型，并通过选择适当的单元类型及设定特性参数，完成三维仿生扑翼1和仿生扑翼2的有限元模型。在此基础上，对超小型仿生扑翼飞行器扑翼进行静态特性分析，分别对仿生扑翼1和仿生扑翼2进行线性和非线性力学分析，比较两种情况下结构的变形及应力等静态性能，并初步探讨了改变材料特性对仿生扑翼刚度变形的影响，总结出仿生扑翼的几何外形和结构布局以及材料都会对扑翼的刚性产生一定的影响。 关键词：超小型飞行器，仿生扑翼，有限元分析
飞机主要参数的选择(精)
第五章飞机主要参数的选择 选定飞机的设计参数,是飞机总体设计过程中最主要的工作。所谓飞机的总体 设计,简言之,即已知设计要求,求解设计参数,定出飞机总体方案的过程。飞机的设 计参数是确定飞机方案的设计变量。确定一个总体方案, 需要定出一组设计参数, 包括飞机及其各组成部分的质量;机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角、机身的最大直径和长度等几何参数;以及发动机的推力等等。 在总体设计的初期,如果想一下子就把各项参数都选好,是很困难的,而往往需要用原准统计法进行粗略的初步选择。所谓原准统计法,即参照原准机和有关的统计资料, 凭设计者的经验和判断, 初步选出飞机的设计参数。如果所设计的飞机是某 现役飞机的后继机, 性能指标差别不是很大, 或仅在某一两点上有较大的差别,则可以将原来的飞机做为原准机, 这样在设计上和生产上可能有良好的继承性, 这是很 有利的。但是, 如果在性能指标上有量级的突变, 则不宜再将原机种做为新机设计 的原准机了。如果选用外国的飞机做为原准机, 则应特别注意我国自己的设计风格及科研和生产水平,应尽量多搜集一些统计资料, 以便对比分析。对各种统计数据 均应注意其来源、附加条件和可靠程度,这种方法简单方便,但用这种方法时,一是原准机选得要合适,二是统计资料工作要做好。 另一类选择飞机参数的方法是统计分析法,即利用统计资料或科学研究实验结 果作为原始数据,建立分析计算的数学模型, 并利用计算机进行反复迭代的分析计算, 求解出合理的设计参数。不论是哪一种方法都要求深入地了解飞机主要的设计参 数与飞机飞行性能之间的关系,以及在进行参数选择时的决策原则。 在众多的飞机设计参数当中,最主要的有三个: 1.飞机的正常起飞质量 (kg ; 0m 2.动力装置的海平面静推力 (dan ; 0P 3.机翼面积 (mS 2
扑翼式飞行器的发展与展望
扑翼式飞行器的发展与展望 从古至今，人们从没有放弃过对翱翔梦的追求。不仅在许多的古书名著中都有长着翅膀的角色形象，人们也一直在用实际行动尝试着各种飞行的可能。昆虫和鸟类的超强飞行能力逐渐引起了人们的关注，早在中国的汉代时期、欧洲的中世纪就有人模拟鸟类进行飞行活动的记载。随着科技的快速发展，以及飞行器在军事上和民用上的广泛应用前景，扑翼式飞行器已经成为当今的研究热点。 1扑翼式飞行器的发展史 1.1 扑翼式飞行器的早期发展 历史上记载了许多人们对飞行的各种尝试方法，《墨子?鲁问》中记载，鲁班制造的木鸟可以飞行三天；古代中国甚至有人将大鸟的羽毛贴在身上试图飞起来，但最终都失败了。人们逐渐认识到想要飞行必须加上合适的机械装置。 15世纪70年代，著名发明家莱昂纳多?达芬奇设计出一种由飞行员自己提供动力的飞行器，并称之为“扑翼飞机”。“扑翼飞机”模仿鸟儿、蝙蝠和恐龙时代的翼龙，具有多个翅膀。达芬奇认为扑翼机具备推力和提升力。之后人们仿照它进行了很多尝试，有的可以上下蹦跳几下，有的摔成碎片，结果都失败了。 1874年，法国生物学家马雷用连续拍摄的方式初步掌握了鸟类复杂的飞行扑翼动作，以当时的技术水平，这种高难度的动作是无法实现的，与此同时热气球的出现，就使早起人们对制造飞行器尝试告一段落，研究开始转向了其他领域。 1.2扑翼式飞行器国内外的研究现状 随着仿生技术、空气动力学和微加工技术的日益发展，加之军事和民用的广泛应用前景，扑翼式飞行器再次成为了国内外科学领域研究的热点。1997年，DAPRA投入3500万美元，开始了为期四年的MAV的研究计划。加州理工学院、多伦多大学、佐治亚技术研究所、佛罗里达大学、Vanderbilt大学等单位研制了不同结构的扑翼MAV，翼展一般在15cm左右，多采用电池提供能源，飞行时间约在几分钟到十几分钟。加州大学伯克利分校研制的“机器苍蝇”扑翼MAV 总重约为43mg，直径为5mm～10mm，采用太阳能电池和压电驱动。 西北工业大学研制的扑翼MAV采用聚合物锂电池和微型电机驱动，可实现扑翼15Hz～20Hz左右的频率上下拍动，翼展超过15cm。 2扑翼式飞行器的优势及可行性 按照飞行原理的不同划分，MAV可分为固定翼、旋翼和扑翼三种。同其他形式的微型飞行器相比，扑翼式飞行器可以通过自身机翼扇动产生的上下大气压差来飞行。它具有尺寸小、噪音弱、灵活性强、隐蔽性好的特点。 通过分析昆虫各个部分的结构，选用合理的驱动装置，并由电池或其他化学物质提供能源，仿照昆虫结构，同时辅以MEMS设备和装配技术，便可以加工制造出扑翼式微型飞行器。 3关键技术 3.1 空气动力学问题 微型飞行器不同于普通飞机，它的雷诺数大约在104左右，空气的粘性阻力相对比较大，并且扑翼式飞行器是以模仿鸟和昆虫类扑翅运动为基础，但是昆虫和鸟类的翅膀是平面薄体结构，而非机翼的流线型。我们应充分研究这种非传统
第五讲非参数统计Mann-Whitney-U及尺度参数检验
桂林电子科技大学 数学与计算科学学院实验报告
n y y y ,,,21 的U 统计量。 注：2/)1(,2/)1( m m W W n n W W X YX Y XY 三，实验内容 某部门有男、女职工各12名，他们的年收入如下表，请用Mann-Whitney 检验法做位置检验：女职工的收入是否比男职工的收入低？表6：职工工资情况 职工工资 职工工资 女职工 男职工 女职工 男职工 28500 39700 30650 33700 31000 33250 35050 36300 22800 31800 35600 37250 32350 38200 26900 33950 30450 30800 31350 37750 38200 32250 28950 36700 四，实验过程原始记录（数据，图表，计算等） 用统计软件Minitab 做Mann-Whitney U 检验的步骤 1.输入数据（如将肺炎患者和正常人的数据分别输入到C1和C2列）； 2.选择非参数选项下的Mann-Whitney(M)统计； 3.结果： Mann-Whitney 检验和置信区间: C1, C2 N 中位数 C1 12 30825 C2 12 35125 ETA1-ETA2 的点估计为 -4025 ETA1-ETA2 的 95.4 置信区间为 (-7300,-1250) W = 105.5 在 0.0055 上，ETA1 = ETA2 与 ETA1 < ETA2 的检验结果显著 在 0.0055 显著性水平上，检验结果显著（已对结调整） 4.结果解释： 检验统计量 W = 105.5 的 p 值在对结调整时为 0.0055或 0.0055由于 p 值小于所选 水平为 0.05，因此有充分的证据否定原假设。因此，认为女职工的收入比男职工的收入低。 五，实验结果分析或总结 通过这次实验，我理解了Mann-Whitney U 检验的基本思想；学会了用Minitab 软件进行统计分析。
汽车主要参数的选择
汽车主要参数的选择 一、汽车主要尺寸的确定 汽车的主要尺寸有外廓尺寸、轴距、轮距、前悬、后悬、货车车头长度和车箱尺寸等 1．外廓尺寸 GBl589—89汽车外廓尺寸限界规定汽车外廓尺寸长：货车、越野车、整体式客车不应超过12m ，单铰接式客车不超过18m ，半挂汽车列车不超过16.5m ，全挂汽车列车不超过20m ；不包括后视镜，汽车宽不超过2.5m ；空载、顶窗关闭状态下，汽车高不超过4m ；后视镜等单侧外伸量不得超出最大宽度处250mm ；顶窗、换气装置开启时不得超出车高300mm 。 不在公路上行驶的汽车，其外廓尺寸不受上述规定限制。 轿车总长a L 是轴距L 、前悬F L 和后悬R L 的和。它与轴距L 有下述关系：a L ＝L ／C 。式中，C 为比例系数，其值在0.52～0.66之间。发动机前置前轮驱动汽车的C 值为0.62～0. 66，发动机后置后轮驱动汽车的C 值约为0.52～0.56。 轿车宽度尺寸一方面由乘员必需的室内宽度和车门厚度来决定，另一方面应保证能布置下发动机、车架、悬架、转向系和车轮等。轿车总宽a B 与车辆总长a L 之间有下述近似关系： a B ＝(a L ／3)＋(195±60)mm 。后座乘三人的轿车，a B 不应小于1410mm 。 影响轿车总高a H 的因素有轴间底部离地高m h ，地板及下部零件高p h ，室内高B H 和车顶造型高度t h 等。 轴间底部离地高入m 应大于最小离地间隙m in h 。由座位高、乘员上身长和头部及头上部空间构成的室内高B h 一般在l120～1380mm 之间。车顶造型高度大约在20～40mm 范围内变化。 2．轴距L 轴距L 对整备质量、汽车总长、最小转弯直径、传动轴长度、纵向通过半径有影响。当轴距短时，上述各指标减小。此外，轴距还对轴荷分配有影响。轴距过短会使车厢(箱)长度不足或后悬过长；上坡或制动时轴荷转移过大，汽车制动性和操纵稳定性变坏；车身纵向角振动增大，对平顺性不利；万向节传动轴的夹角增大。
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
常用的民航飞机及主要技术参数精编版
常用的民航飞机及主要 技术参数 集团企业公司编码：（LL3698-KKI1269-TM2483-LUI12689-ITT289-
目前，我国常用的民航飞机及主要技术参数？ 国内民用客机主要的机型有： 波音系列： B737-300/-400/-500/-600(原国航独有，现全部退役)/-700/-800/-900（深航独有）型。 B747-400/-400Combi/-400F，B747-200F型。 B757-200型。 B767-200ER/-300/300ER型（767-200ER型几乎都已退役）。 B777-200/-200ER型。 空客系列： A320-200，A319-100，A321-100/-200，A300-600R（AB6），A330-200，A330-300，A340-300，A340-600型。 麦道系列： MD-90，MD82已经全部退役。MD-11为东航和上航的货运机，不执行客运任务。 还有ATR72(南航新疆公司独有)，CRJ-200/-700，多尼尔328JET（海航独有），ERJ145/190。 主要技术参数： 最大起飞重量、正常起飞重量、最大平飞速度、最小平飞速度、实用升限、最大航程、机体结构寿命、出勤可靠度、翻修间隔时间、抗浪高
度、最大载水量、投水高度、投水命中率、机长、机高、机身翼展、前主轮距、主轮距 我国主要机场介绍 BeijingCapitalInternationalAirport（BCIA） 管理机构：北京首都国际机场股份有限公司 服务城市： 市区距离：25公里 海拔高度：35米 地理位置：40°04′48″； 116°35′04″ 年设计运力：8,600万人次 枢纽航空公司：中国国际航空中国南方航空海南航空 跑道
基于仿生学的扑翼机设计与仿真
基于仿生学的扑翼机设计与仿真 苏扬、邵冠豪、史佳针、李根、李凯兴 （中国民航大学航空工程学院，天津，300300） 摘要:仿生扑翼飞行器是一种模仿昆虫或鸟类扑翼飞行的新型飞行器。由于具有重量轻、体积小、隐身性、可操作性好和成本低等特点,在国防和民用领域均有十分广泛的应用前景。本文主要介绍了基于仿生学研制的某小型扑翼无人飞行器，并对其设计思想和制作工艺进行详细阐述与说明。 关键词: 仿生学扑翼机无人侦察制作工艺 0 前言 论文详细介绍了一款基于仿生学研制的小型扑翼无人飞行器。该扑翼飞行器可以作为无人侦察机使用，整机重20g，采用四翅扑翼机构，翼展为280mm，整机全长仅190mm。该机采用轻木为材料来制作机身，KT板来制作尾翼。不但价格低廉，加工方便，而且还能很大程度上保持较轻的重量和足够的强度。扑翼传动机构采用3D打印技术进行制作，材料为PLA塑料。整机外形尺寸是以家燕为仿生对象来进行设计的，整机的外形尺寸参数如表1所示。 表 1 扑翼无人飞行器试验机结构参数（单位mm） 名称机身长度机身宽度机身最高处翼展机翼弦长机翼厚度垂尾高度 参数190 40 35 280 85 0.015 55 1 扑翼飞行器的设计与建模 扑翼机构采用四翅机构是由于四翅机构可以利用Wei-Fogh效应而产生较高的升力[2]，这会对之后添加工作负载产生很大的帮助。机身结构外形尺寸参数是根据尺度效应[3]来确定的，在最大限度地减重和模仿家燕的同时，还留有一定的可调裕度以适应不同重量的负载。尾翼结构采用应用较为成熟的常规式尾翼。控制方面采用电磁舵机+微型接收机来作为控制舵面的方式。整机三维建模如图1所示。
第五章飞机主要参数的选择
第五章 飞机主要参数的选择 选定飞机的设计参数，是飞机总体设计过程中最主要的工作。所谓飞机的总体设计，简言之，即已知设计要求，求解设计参数，定出飞机总体方案的过程。飞机的设计参数是确定飞机方案的设计变量。确定一个总体方案，需要定出一组设计参数，包括飞机及其各组成部分的质量；机翼和尾翼的面积、展弦比、后掠角、机身的最大直径和长度等几何参数；以及发动机的推力等等。 在总体设计的初期，如果想一下子就把各项参数都选好，是很困难的，而往往需要用原准统计法进行粗略的初步选择。所谓原准统计法，即参照原准机和有关的统计资料，凭设计者的经验和判断，初步选出飞机的设计参数。如果所设计的飞机是某现役飞机的后继机，性能指标差别不是很大，或仅在某一两点上有较大的差别，则可以将原来的飞机做为原准机，这样在设计上和生产上可能有良好的继承性，这是很有利的。但是，如果在性能指标上有量级的突变，则不宜再将原机种做为新机设计的原准机了。如果选用外国的飞机做为原准机，则应特别注意我国自己的设计风格及科研和生产水平，应尽量多搜集一些统计资料，以便对比分析。对各种统计数据均应注意其来源、附加条件和可靠程度，这种方法简单方便，但用这种方法时，一是原准机选得要合适，二是统计资料工作要做好。 另一类选择飞机参数的方法是统计分析法，即利用统计资料或科学研究实验结果作为原始数据，建立分析计算的数学模型，并利用计算机进行反复迭代的分析计算，求解出合理的设计参数。不论是哪一种方法都要求深入地了解飞机主要的设计参数与飞机飞行性能之间的关系，以及在进行参数选择时的决策原则。 在众多的飞机设计参数当中，最主要的有三个： 1．飞机的正常起飞质量（kg）； 0m 2．动力装置的海平面静推力（dan） ； 0P 3．机翼面积（m S 2 ） 。 这三个参数对飞机的总体方案具有决定性的全局性影响，这三个参数一改变，飞机的总体方案就要大变，所以称之为飞机的主要参数。它们的相对参数是： 1． 起飞翼载荷 0p S g m p 1000= (dan/m 2 ) 2．起飞推重比0P )/(1000g m P P = §5.1 飞机主要设计参数与飞行性能的关系 这一节，回顾过去在飞行力学等课程中所学的一些简单的计算飞机性能的公式，以便对 · 55 ·
飞机基本参数数据
飞机基本参数: 机翼（airfoil）：产生飞行所需升力，支持飞机在空中飞行，也有稳定操纵的作用。 副翼（aileron）：是指安装在机翼翼梢后缘的一小块可动的翼面。飞行员操纵左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。 机身（fuselage）：装载机组成员、旅客、货物和提供安装飞机操纵机构的场所，同时机身也将飞机其它部件连接在一起形成整体。 动力装置(power plsnt)：产生飞机的前进动力，除常听说的发动机外，还包括一系列保证发动机正常工作的系统极其附件。 起落装置(landing gear)：支持飞机并使飞机在地面或水面起落、滑行和停放。 机长(length)：或称全长,指飞机机头最前端至飞机机尾翼最后端之间的距离。值得注意的是机长与机身长是不同的，机身长的概念较少使用，一般指机身段的长度。 机高(hight)：指飞机停放地面时，飞机外形的最高点（尾翼最高点）的离地距离。 翼展(wingspan)：指飞机左右翼尖间的距离。这个参数在实际运作中较为重要，要确定飞机滑行路线停放的位置、安全距离时均以它作为重要指标。 最大起飞重量(maximum take-off weight)：指飞机适航证上所规定的该型飞机在起飞时所许可的最大重量。 最大着陆重量(maximum landing weight)：是飞机在着陆时允许的最大重量，它要考虑着陆时的冲击对起落架和飞机结构的影响，大型飞机的最大着陆重量小于最大起飞重量，中小飞机两者差别不大。由飞机制造厂和民航当局所规定。 空机重量(empty weight):或称飞机基本重量，指除商务载重（旅客及行李、货物邮件）和燃油外飞机作好执行飞机飞行任务准备的飞机重量。 巡航(Cruise Speed):飞机完成起飞阶段进入预定航线后的飞行状态称为巡航。飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。 爬升速度（爬升率）(Climb Rate)：指飞机每分钟上升的垂直方向的高度。 航程(cruding range)：飞机起飞后、中途不降落，不加燃料和滑油，所能飞跃的距离。 航路(air route)：根据地面导航设施建立的供飞机作航线飞行之用的具有一定宽度的空域。航线(airway)：飞机飞行的路线称为航线，航线确定了飞机飞行的具体方向、起讫和经停地点。 航班(flight)：是指飞机由始发站按照规定的航线飞行经过经停站至终点站或直接到达终 点站的运输生产飞行。 机场（航空港）(airport)：供航空器起飞、降落和地面活动而划定的一块地域或水域，包括该区域内的各种建筑物和设备装置。 空勤人员(aircrew):在飞行中的航空器上执行任务的人员，通常包括飞行人员、乘务人员、航空摄影员和安全保卫员。 飞行人员(Flight Crew):在飞行中直接操纵航空器和航空器上航行、通信设备的人员，包括驾驶员、领航员、飞行通信员、飞行机械员。 航班正常(fight regularity):指飞机在班期时刻上公布的离站时间前关好机门,在公布的离站时间后15分钟内起飞在公布的到达站着陆的航班，反之则为航班不正常。 舱门数(port number)：飞机舱门的总数，包括员工通道，货物运输口。 舱内高度(Cabin Interior Height)：机舱内最大竖直高度。 舱内宽度(Cabin Interior Width)：机舱内最大宽度,一般以中心线为准。 舱内长度(Cabin Interior Length)：飞机舱内最大长度。 最大航程（Maximum Range）：最大航程是指一次不加油航行的最大距离（注意不是往返）。
四旋翼飞行器 设计报告
大学生电子设计竞赛 设计报告 摘要：本设计实现基于STM32开发板的十字形四旋翼飞行器，四旋翼由主控制板、陀螺仪、电机模块、超声波测距、电源和投弹打靶模块等六部分组成。其中，控制核心STM32负责飞行器姿态数据接收和飞行姿态控制；陀螺仪采用MPU6050模块，该模块经过卡尔曼滤波处理采集的数据，输出数据，用PID控制算法对数据进行处理，同时，解算出相应电机需要的的PWM增减量，及时调整电机转速，调整飞行姿态，使飞行器的飞行的更加稳定。电机模块通过电调控制无刷直流电机，超声波传感器进行测距，起飞后悬停在一定高度，打靶后降落。 关键词：四旋翼；PID控制；陀螺仪，姿态角，电机控制
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目录 1系统方案 (1) 1.1控制系统选择方案 (1) 1.2飞行姿态控制方案论证 (1) 1.3角度测量模块的方案论证 (2) 1.4高度测量模块方案论证.............................................. 错误！未定义书签。2理论分析与计算 (2) 2.1控制模块 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.2机翼电机 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.3飞行姿态控制单元 (3) 3电路与程序设计 (4) 3.1系统总体设计思路 (4) 3.2主要元器件清单......................................................... 错误！未定义书签。 3.3系统框图 .................................................................... 错误！未定义书签。 3.3.1系统硬件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。 3.3.2系统软件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。4测试方案与测试结果.. (5) 5结论 (6) 3