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1、Unit4 機身:
1、機身設(shè)計基本要求:容積足夠大、氣動阻力小、結(jié)構(gòu)好布置、適航要求
2、機身當(dāng)量直徑:最大截面積等效成圓形時的直徑。
3、波阻、型阻(壓差阻力)隨長徑比增大而減小,摩擦阻力隨長徑比增大而增大。
4、機身長徑比小則剛性好,有利于機型系列化,但阻力大。
5、頭部長徑比越大,阻力發(fā)散馬赫數(shù)越大。
6、隨著M數(shù)增加,機身有利長徑比增加。
7、機身上翹角越大摩擦阻力越小、型阻越大、尾翼面積越大,;反之則反之。
8、機身上翹角還與著陸時的著地角有關(guān)。
9、機身設(shè)計成圓弧狀有利于減小摩擦阻力和承受內(nèi)壓。
10、按內(nèi)部裝載要求定出的各個截面稱為機身控制截面。
11、亞
2、音速飛機采用流線型機身,最大截面積在三分之一;高亞音速采用層流機身以延緩激波的產(chǎn)生;超音速飛機采用大長徑比機身以減小波阻。
12、機身尾端收斂角要小于3,以免氣流分離。
13、應(yīng)急出口要保證所有人員在90秒內(nèi)撤離飛機。
14、機身內(nèi)艙向外增加100~140mm。
15、面積率是研究飛機機體橫截面積和分布規(guī)律與波阻之間相互關(guān)系的理論,為使飛機在跨聲速范圍內(nèi)的阻力最小,飛機各個部件組合在一起的橫截面積得分布圖形,應(yīng)相當(dāng)于一個最小阻力的當(dāng)量旋成體。(收蜂腰,錯開平尾垂尾和發(fā)動機短艙的縱向位置)。
16、采用翼身融合體的好處:大迎角飛行時產(chǎn)生較強脫體渦提高升力;減小雷達散射面積有利于隱身;增
3、加了機身容積。
Unit5 主要參數(shù)確定:
1、三個基本參數(shù):最大起飛重量、翼載荷、推重比
2、最大起飛重量包括:使用空重、有效載荷、燃油重量。
3、使用空重包括:空機重量、不可用燃油重量、機組人員重量;
4、空機重量包括:結(jié)構(gòu)重量、設(shè)備重量、動力裝置重量。
5、民機每人80kg,短程行李15kg,長途行李20kg;機組人員每人80kg、行李15kg;軍機每人95kg。
6、使用燃油重量=(1-燃油系數(shù))*飛機起飛重量
燃油總重=使用燃油重量+備用燃油重量
7、正常起飛重量是技術(shù)要求給定的滿足最大技術(shù)航程的起飛重量不帶外掛,最大起飛重量是根據(jù)結(jié)構(gòu)強度和起飛
4、安全條件給出的;、
8、正常飛行重量是有50%余油的重量(計算飛行性能時常用),最大飛行重量指結(jié)構(gòu)強度和飛行安全所限制的飛行重量(空中加油受此限制);
9、正常著陸重量指剩余20%燃油和50%彈藥時的重量,最大著陸重量指受強度限制能保證安全著陸的最大重量。
10、進場速度Va等于1.3倍的失速速度,失速速度Vstall=
11、界限圖確定翼載荷要盡量靠右,確定推重比要盡量靠下,并留有充足余量。
12、對比分析法:翼載荷取小值,推重比取大值。
Unit6發(fā)動機的選擇:
1、要求:各飛行階段發(fā)動機推力、耗油率低、重量輕、尺寸小、安全可靠、壽命長、使用維護方便、價格
5、低、環(huán)保。
2、種類:活塞式螺旋槳、渦輪噴氣、渦輪螺旋槳、渦輪風(fēng)扇、沖壓、火箭。
3、活塞式螺旋槳:價格便宜耗油率低、壽命短、只適用于亞聲速。低速性能好,應(yīng)用于輕型飛機、對速度高度要求不高的飛機、強度輕便靈活操縱方便的飛機。
4、渦輪噴氣:結(jié)構(gòu)緊湊推力大、耗油率高。應(yīng)用于教練機和戰(zhàn)斗機。
5、渦輪螺旋槳(噴氣推力小、靠螺旋槳拉力):耗油率低、功率重量大、迎風(fēng)面積功率值大、故障率低使用壽命長、受效率限制只適用于亞聲速飛機。應(yīng)用于需求功率較大,速度要求稍高的民機、軍用運輸機,M數(shù)大于0.5小于0.75的飛機。
6、渦輪風(fēng)扇:亞聲速不加力時耗油率低、結(jié)構(gòu)復(fù)雜、迎風(fēng)面積大。應(yīng)用廣泛,M數(shù)大于
6、0.7。許多亞音速巡航的超音速軍機多采用小涵道比加力式渦扇發(fā)動機
7、沖壓:結(jié)構(gòu)簡單重量輕、低速時不能啟動。應(yīng)用于無人機。
8、發(fā)動機參數(shù):
涵道比:流經(jīng)旁路管道的空氣流量與流經(jīng)燃氣發(fā)生器的空氣流量之比。
增壓比:發(fā)動機出口壓力與進口壓力之比。
渦輪前溫度:發(fā)動機第一級渦輪入口處的燃氣溫度。
比推力:單位空氣流量的推力。取決于前三者。
9、發(fā)動機效率=熱效率*傳輸效率*推進效率
增壓比越高,熱效率越高;最大增壓比受渦輪材料和冷卻技術(shù)的限制。
傳輸效率是燃氣轉(zhuǎn)換到推進噴流的效率,取決于風(fēng)扇和渦輪效率。
推進效率是推進噴流系統(tǒng)的效率:風(fēng)扇直徑越大,比推力越小
7、,推進效率越高。
10、高涵道比的發(fā)動機推力比低,且速度越快推力損失越大。
11、耗油率=小時耗油量/推力
理想耗油率=飛機做工熱當(dāng)量/(所消耗燃油熱卡值*推力)
實際耗油率=理想耗油率/發(fā)動機效率。
12、對于民機選擇發(fā)動機推力要使得使用成本最小,與使用成本有關(guān)因素(耗油率、重量、尺寸、價格)
涵道比增加→耗油率降低→重量增加→成本增加;
增壓比和渦輪前溫度增加→熱效率增加→復(fù)雜性增加
短艙飛機對發(fā)動機價格較敏感:選小涵道比、小增壓比;遠程飛機對燃油效率更敏感:選大涵道比、大增壓比。
13、發(fā)動機性能指標(biāo):推力、巡航耗油率、推重比、單位迎面推力。
14、推力越大、耗油率越
8、小,發(fā)動機價格越高。
15、活塞螺旋槳發(fā)動機:功率不隨速度變化,在一定高度下也不隨高度變化(緩慢增加),但在超過此高度后則降低;耗油率隨速度增加而增大,不隨高度變化;拉力隨速度和高度的增加而減小。
16、渦輪噴氣發(fā)動機:推力隨M增大先略有下降然后增大之后迅速減小,隨高度增大而減小(低于11km時減小緩和,高于11km迅速降低);耗油率隨速度增大而升高,隨高度先降低后緩慢升高。
17、渦扇發(fā)動機隨著涵道比增大,推力減小耗油率也減小。
Unit7 機翼設(shè)計
1、氣動要求:高速巡航時升阻比大、低速起飛著陸時升力系數(shù)大、操穩(wěn);
2、結(jié)構(gòu)要求:重量輕、剛度強度滿足
9、;
3、容積要求:布置油箱、起落架和操縱系統(tǒng);
4、升力:l=Cl*qc;阻力d=Cd*qc。俯仰力矩:m=Cm*qc
5、相對厚度12%—18%時最大升力系數(shù)最大;前緣半徑增大,最大升力系數(shù)增加;相對彎度增加,最大升力系數(shù)增大。
6、相對厚度較小時,升力線斜率就約等于2π/rad;相對厚度較大時,4、5位翼型隨厚度增大升力線斜率較小,6位翼型增大。
7、亞音速時,相對厚度對阻力系數(shù)影響小;跨超音速時,相對厚度增大,M臨降低,阻力增大。
8、最大厚度位置后移,阻力降低。
9、相對彎度越大,力矩系數(shù)越負;相對厚度對力矩系數(shù)影響小。
10、相對彎度越大,零升迎角越負。
11、最大
10、升力系數(shù)影響起降性能,最小阻力系數(shù)影響Vmax,升力線斜率大有利于起降巡航和激動,Kmax影響航程和航時,零升力矩越大配平力矩和配平阻力越大,失速迎角影響著陸擦地角和大迎角性能。
12、相對厚度越大結(jié)構(gòu)越輕,內(nèi)部容積越大。
13、層流翼型阻力小,最大厚度位置靠后,適合高亞音速飛機
14、高升力翼型:升力系數(shù)大,前緣半徑大,上表面平坦,下表面后緣彎度較大 NACA44 NACA24 NACA230 GAW-1 GAW-2;
15、尖峰翼型:阻力發(fā)散馬赫數(shù)高于NACA 6系列
16、超臨界翼型:跨音速激波強度弱且靠近后緣,低頭力矩大
17、超聲速翼型:尖前緣,氣流容易分離,亞聲速性能差
11、。
18、為兼顧各個速度范圍的性能,大多數(shù)超音速飛機仍采用小鈍頭亞聲速翼型
19、低力矩翼型:低頭力矩小甚至抬頭,S形。
20、NACA 4位:最早建立,低速翼型;適用于輕型飛機;
NACA XYZZ:相對彎度X%、最大彎度位置0.Y、最大彎度位置ZZ%。
21、NACA 5位:低速翼型,最大彎度位置提前使最大升力系數(shù)提高、阻力系數(shù)減小、但失速性能差。
Naca XYWZZ:設(shè)計升力系數(shù)X*(3/20),最大彎度位置Y/20,中弧線無拐點W=0、有拐點w=1,相對彎度為ZZ%
22、NACA 6位:層流翼型,阻力低、較高的最大升力系數(shù),較高的M臨
24、設(shè)計升力系數(shù)=
12、 巡航升力系數(shù),由平衡關(guān)系計算,初步設(shè)計時近似認為機翼和翼型的升力系數(shù)相等;
24、選擇翼型要注意:設(shè)計升力系數(shù)附近阻力小,最大升力系數(shù)高、失速緩和,俯仰力矩系數(shù)較低避免大的配平阻力,結(jié)構(gòu)高度大以減重且邊緣內(nèi)部布置。
25、亞音速飛機相對彎度大,相對厚度12%左右;超音速飛機相對彎度小,相對厚度3%~6%;
26、展弦比=l/S;
27、平均氣動弦長:把機翼展向各面的力矩特性加以平均而計算出來的等面積矩形當(dāng)量弦長。
28、平均氣動弦長公式:
前緣后掠角和弦線后掠角之間的關(guān)系
29、展弦比越大,升力線斜率越大,失速攻角減小(小展弦比可防止大攻角時翼尖失速);低速飛機誘導(dǎo)阻力
13、越小,高速飛機波阻越大;機翼根部彎矩增大,結(jié)構(gòu)重量增加;
展弦比減小,亞音速到超音速焦點移動量減小,飛機橫滾阻尼降低,根部弦長增大,結(jié)構(gòu)高度增加,利于起落架油箱等構(gòu)件布置;
30、橢圓形機翼誘導(dǎo)阻力最小,根梢比為2.5最好。
根梢比增大,重量降低,容積增大,但翼尖易失速
31、后掠角增大,M臨提高,延緩激波,波阻降低,但升力線斜率降低,最大升力系數(shù)降低,升阻比降低,易“自動上仰”,重量增加,不利于起落架布置
亞聲速飛機后掠角小于15,超音速飛機后掠角子啊25到40之間。
32、厚度從根部到尖部逐漸分布減小,結(jié)構(gòu)承力,對高亞音速飛機可提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。平均厚
14、度=(t根+t尖)/(C根+C尖)
33、相對厚度大、后掠角大;相對厚度小、后掠角??;在確定機翼平均相對厚度后,唉滿足阻力發(fā)散馬赫數(shù)的前提下,應(yīng)使后掠角盡量小。
34、 大后掠飛機低速飛行時:升力線斜率小、最大升力系數(shù)小、翼尖氣流易分離,小后掠飛機高速飛行零升阻力大。兼顧二者用變后掠。
35、邊條翼產(chǎn)生強脫體渦,直接產(chǎn)生渦升力;脫體渦推遲機翼表面氣流分離;可改善大迎角性能
36、機翼安裝角指機翼根弦與機身軸線的夾角
37、氣動扭轉(zhuǎn)角是利用翼根與翼尖翼型不同實現(xiàn)的;負扭轉(zhuǎn)和氣動扭轉(zhuǎn)可延緩翼尖失速,影響誘導(dǎo)阻力
38、上反角指機翼基準(zhǔn)面于飛機對稱面垂線之間的夾角:影響側(cè)向和荷蘭穩(wěn)定性以
15、及外掛與地面距離。上單翼、T型平尾和后掠翼都會增加側(cè)向穩(wěn)定性所以上反角較小。
39、翼梢小翼遮擋翼尖漩渦,漩渦在小翼上產(chǎn)生升力并減小阻力
40、增加內(nèi)翼擴展有利于起落架布置,降低根部升力系數(shù),便于氣動設(shè)計
Unit8 增升裝置:
1、機翼的翼型和平面形狀是按巡航狀態(tài)設(shè)計的,其氣動特性不能滿足起飛著陸要求,所以需要增升裝置。
2、L=q*S*CL,想增加升力可以增加愛機翼彎度,控制附面層延遲氣流分離以提高CL;或者增大機翼面積;
3、襟翼類型:前緣襟翼、前緣蜂翼、后緣襟翼、吹氣襟翼
4、后緣襟翼有:簡單、開裂、富勒、單縫、雙縫、多縫
5、吹起襟翼流向吹氣控制附面層,使之獲
16、得附加能量、避免氣流分離。
展向吹氣襟翼沿 后緣襟翼前緣軸向吹射氣流,形成一個類似大后掠翼卷起的脫體渦,從而產(chǎn)生增升效果。
6、噴氣襟翼是利用從機翼后緣噴射高速射流層作為“襟翼”,增加機翼環(huán)量提高升力。同時噴流反作用力可增加推力
7、展弦比、根梢比越大、后掠角越小,襟翼增升效果越好
8、輕型飛機采用單縫襟翼,支線客機和公務(wù)機以及噴氣運輸機采用雙、三縫襟翼,現(xiàn)代客機采用前緣開縫襟翼,戰(zhàn)斗機采用簡單前緣襟翼
9、副翼用來提供足夠大的滾轉(zhuǎn)力矩以滿足對飛機橫向操縱要求。
10、擾流板安裝在機翼上表面、后緣襟翼前面,打開時可減小升力加速下降;非對稱打開可產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩,對稱打開時可增加阻
17、力、減速、縮短著陸距離;
11、布置梁要考慮:結(jié)構(gòu)高度、襟翼副翼尺寸、操縱機構(gòu)所需空間、燃油容積;
12、燃油裝在前后梁之間,如果燃油容積不滿足要求要修改機翼:增大機翼面積、縮小展弦比、增加相對厚度同時增大后掠角以滿足阻力發(fā)散馬赫數(shù)要求。
Unit9 尾翼:
1、尾翼用來保證飛機縱向和側(cè)向的穩(wěn)定和操縱,配平。
2、縱向靜穩(wěn)定條件:dCm/dCL=Xc.g.-Xa.c.小于零;
3、氣動中心:力矩系數(shù)在該點不隨升力系數(shù)變化
4、要穩(wěn)定:重心在焦點前
5、靜穩(wěn)定裕度=Xa.c.-Xc.g.
6、機翼中立穩(wěn)定、機身不穩(wěn)定、尾翼穩(wěn)定
7、平尾容量=(平尾面積*尾力臂
18、)/(機翼面積*平均氣動弦長)
8、平尾容量要求滿足重心在前后限
9、垂尾容量:(垂尾面積*垂尾力臂)/(機翼面積*翼展)
10、平尾不能比機翼先失速所以平尾的展弦比要比機翼的小;后掠角比機翼大五倍;相對厚度比機翼略??;垂尾根梢比較小;
Unit10 起落架:
1、停機角:飛機水平基準(zhǔn)線與跑道平面之間的夾角;選擇停機角,應(yīng)使起飛滑跑距離最短。
2、著陸角(擦地角):主輪接地點與機身尾部最低點間的平面和地面的夾角;按著陸迎角覺定
3、后防倒立角:過小會容易發(fā)生尾部倒立事故;過大會前輪載荷增加,抬前輪困難,延長起飛滑跑距離。
4、前主輪距:前起與主起之間的縱向距離;過小影響地面操縱
19、,過大不易抬前輪。連接時注意與連接結(jié)構(gòu)協(xié)調(diào),另外要注意與收放空間協(xié)調(diào)。
5、主輪距:最小主輪距應(yīng)滿足飛機滑跑轉(zhuǎn)彎時不側(cè)向翻倒;另外要與連接件和收放空間協(xié)調(diào)。
6、起落架高度:飛機重心到地面距離;保證起飛著陸有小滾轉(zhuǎn)時尾部、外掛短艙不擦地,為減輕重量應(yīng)盡量低。
7、輪胎類型:低壓、超高壓、超高壓低斷面
8、跑道類型:柔性、剛性
Unit11 重量重心估算:
1、重量增加后果:航程縮短、爬升率降低、起飛著陸距離增加;若保持性能不變,則有效載荷減小、油耗增加、需要更大發(fā)動機、更強起落架、更大的機翼尾翼、成本增加、結(jié)構(gòu)更重。
2、機翼重量=Cy(mr+mc+Cx)M0
3、最大起飛重量
20、=M機身+M商載+M使用項目+M機翼+M尾翼+M動力+M起落架+M系統(tǒng)和固定設(shè)備+M燃油
4、客機結(jié)構(gòu)重量一般占最大起飛重量的30%~35%
5、正常使用重心:飛機在飛行過程中經(jīng)常保持的重心位置;
使用重心前后限:飛機在飛行過程中,重心可能的最前最后位置。
6、直機翼重心:40%半展長、38~40%CA;后掠翼重心:35%半展長、40~42%CA;
尾翼重心:38%半展長、45~50%CA
7、
Unit12 氣動特性分析:
1、阻力包括:升至阻力、摩擦阻力、跨聲速壓縮性阻力和超聲速波阻;
總阻力=零升阻力+升至阻力+壓縮阻力+(起落架放下阻力增量、襟翼打
21、開阻力增量、單發(fā)失效阻力增量)
2、升至阻力:伴隨升力產(chǎn)生而引起的阻力;摩擦阻力:由于空氣粘性,空氣微團與飛機表面摩擦而產(chǎn)生的阻力;形阻:由于物體形狀而引起的壓差阻力;單發(fā)失效阻力:發(fā)動機堵塞引起的阻力
3、零升阻力=摩擦阻力+形阻;
4、跨聲速壓縮阻力:飛機跨聲速飛行速度超過M臨時,機翼上出現(xiàn)局部超聲速氣流,產(chǎn)生壓縮阻力。影響因素:飛行升力系數(shù)、馬赫數(shù)、機翼設(shè)計水平;
5、抖振:對高亞音速跨聲速飛機,當(dāng)升力系數(shù)和飛行馬赫數(shù)達到一定值時,會發(fā)生明顯的氣流分離導(dǎo)致機體和操縱面抖振。
6、抖振條件:升力系數(shù)接近CLmax(90%),機翼上表面氣流分離;飛行速度超過阻力發(fā)散馬赫數(shù)(103%
22、),機翼上激波引起不穩(wěn)定氣流導(dǎo)致氣流分離;CL越大,MDD越小。
Unit13 性能分析:
1、起飛速度:
2、起飛場長=起飛距離1.15。
3、決策速度:發(fā)動機失效時的決定飛機繼續(xù)起飛還是剎車減速的臨界速度。
4、平衡場長:在決策速度發(fā)現(xiàn)一臺發(fā)動機失效后繼續(xù)起飛到達安全高度的水平距離等于減速停止的水平距離;
5、發(fā)動機推力T、機翼面積S、起飛升力系數(shù)CL增加,起飛距離下降;
起飛重量Wto、起飛阻力系數(shù)CD、機場高速H增加,起飛距離增加;
6、民機爬升性能由第二階段爬升要求決定。
7、爬升梯θ=T-D/W;起飛重量增加,θ減小;
8、著陸距離=機場距離+拉平距離+地面滑跑距離;取決于失速速度
9、進場速度為失速速度的1.3倍。L=W=q*CLmax*Vstall