先进飞行器设计复习题(修改版).doc

先进飞行器设计工程1、飞机研制的几个主要阶段及其内容（新规定或传统划分方法）。①论证阶段—研究设计新飞机的可行性其工作内容包括拟定新飞机的战术技术要求，新飞机的总体技术方案以及研制经费、保障条件和对研制周期的预测，最后形成武器系统研制总要求。②方案阶段—设计出可行的飞机总体技术方案即确定飞机布局形式、总体设计参数、选定动力装置和各主要系统方案及其主要设备以及机体结构用的主要材料和工艺分离界面；进而形成飞机的总体布置图、三面图、结构受力图，重心定位、性能、操纵安定性计算，结构强度和刚度计算以及提出对各分系统的技术要求；最终要制造出全尺寸的样机，进而人机接口、主要设备和通路布置的协调检查以及使用维护性检查。新制飞机的样机在经过使用部门，特别是经空地勤人员审查通过后，可以冻结新飞机的总体技术方案，开始转入工程研制。③工程研制阶段—进行详细设计，向制造部门提供生产图纸试制原型机在工程研制阶段，制造部门的工艺人员要制定飞机制造工艺总方案，并对详细设计的零部件图纸进行工艺性审查。同时，各分系统的设备要陆续提交设计部门进行分系统的验证，然后对液压、燃油、飞控、空调、电源、航空电子等分系统作全系统的地面模拟试验。工程研制阶段的最终结果是试制出4~10架原型机，并制定试飞大纲和准备好空地勤人员使用原型机所需的相应技术文件，并具有进行试飞所必需的外场保障设备。④设计定型阶段—进行定型试飞新飞机首飞成功后即应按试飞大纲要求，进行定型试飞。⑤生产定型阶段－少量改进，小批量生产经过设计定型后，新飞机可能还会有一定的更改，特别是工艺性的改进。改进后的飞机进入小批量生产。首批生产的飞机也应经鉴定试飞，主要检查工艺质量，通过后即可进入成批生产。2、写出重量方程，说明其中各项的意义；对于不存在重量突变的情况，试说明采用该方程估算起飞重量的一般过程。从左至右依次是乘员、有效载荷、燃油和空机重量估算：WCREW是指飞机乘员的重量，对于歼击机带全套装具的飞行员，一般每人重量为100kg。乘员数量是根据战术技术要求确定的。Wpayload是指飞机上为执行任务所必须装载的武器、弹药和特种设备，如监视雷达、反潜系统、电子干扰系统等大型装置的重量。飞机上的通信导航、识别、电子对抗及火控系统等，凡完成任务需要而与飞机尺寸无直接关系的任务装载设备也可以列入装载重量中。这类执行任务必须的装载重量一般在战术技术要求中明确。对于现代歼击机，一般执行任务需要的装载重量约为2-4t。Wfuel是机内装载燃油的重量，是根据完成战术技术要求规定的飞行剖面或航程来确定的。在初步估计时，也可用同类飞机的Wfuel统计数据。Wempty是指飞机无乘员、无任务装载及无燃油的飞机重量，包括飞机的结构、动力装置及机载设备等随飞机尺寸变化的重量，在初步估算时Wempty也有一个统计值，对不同用途的飞机该值是不同的。在设计的早期，需要对飞机重量有一个粗略的估计，机翼和尾翼重量从每平米暴露于外界区域重量的历史经验数据确定，同样地，机身重量基于它的浸湿面积。起落架重量从起飞总重的摩擦力估算，安装的发动机重量是未安装时重量的倍数，最后，剩余的飞机空重通过起飞总重中估算。3、一架喷气式飞机具有如下图所示的任务剖面，假定余油和不可用油占6%，试写出燃油系数的表达式。4、下图所示各种尾翼布局，试从结构和气动综合的角度分析哪种布局对改出尾旋最有利。飞机的方向安定性和操纵性是用立尾、腹鳍及方向舵来实现的。立尾在改出尾旋中起着关键作用，为从尾旋中改出，要有足够的方向舵效率。在布置立尾时要考虑使方向舵在大迎角时离开平尾的尾迹。尾旋时，飞机基本上是垂直下落，同时导致绕一垂直轴旋转，此时必须制止旋转并减小侧滑角，从而要求有足够的方向舵操作;大迎角下，平尾失速，产生紊流尾迹，并以大约45°的角度向上扩展。作为经验法则，方向舵至少应有三分之一必须在尾迹之外;将平尾上移也也可减小平尾尾迹对方向舵的影响，但需要提防上仰;背鳍因产生一个附着于垂尾上的涡而改善了大侧滑角下的尾翼效率，这可防止在尾旋中所遇到的那种大侧滑角，并在尾旋中增大方向舵操纵;腹鳍可以防止大侧滑角，且不会被机翼尾迹淹没，还用于避免高速飞行中的航向不稳定性。5、推重比和翼载的概念，内在联系，确定该参数的一般方法（课件上说根据画图确定）。推重比（T/W）是发动机地面台架状态的推力值与飞机重量之比；翼载（W/S）是指飞机重量与机翼参考面积之比6、布局选择（可侧重气动、结构、装载、性能、维护和代价等方面某一方面）方面的问题，对下列四种布局进行选择，讲出主要理由。正常式布局：多数飞机采用正常式布局，主要是因为正常式飞机布