固定翼飛機(jī)設(shè)計(jì)復(fù)習(xí)題整理概要

1、2013 年現(xiàn)代飛行器設(shè)計(jì)復(fù)習(xí)題2013.6.26WXG 1飛機(jī)的研制過程主要有哪幾個(gè)階段？(1) 擬定設(shè)計(jì)要求；(2) 概念設(shè)計(jì)；(3) 初步設(shè)計(jì)(包括飛機(jī)方案設(shè)計(jì)以及結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的打樣設(shè)計(jì)) ；(4) 詳細(xì)設(shè)計(jì)；(5) 原型機(jī)試制；(6) 試飛；(7) 批生產(chǎn)；(8) 使用和改進(jìn)改型。2 正常式布局、鴨式布局、無尾布局各有什么特點(diǎn)及優(yōu)缺點(diǎn)？正常式布局水平尾翼位于機(jī)身之后 (邊條翼技術(shù)、 主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展使這 一布局形式的飛機(jī)性能優(yōu)異) 。為保證飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性，正常布局飛機(jī)機(jī)翼的 迎角應(yīng)大于尾翼迎角。優(yōu)點(diǎn)：(1) 經(jīng)驗(yàn)豐富，風(fēng)險(xiǎn)低 ;(2) 水平尾翼有較大尾力臂，配平能力強(qiáng)，配平阻力小 ;

2、(3) 如果采用 V 形尾，不僅可以減小摩擦阻力和干擾阻力，而且有利于減小飛行 的側(cè)向RCS同時(shí)，可以遮擋尾噴口，有利于紅外隱身；(4) 結(jié)合邊條翼技術(shù)，可以有效改善飛機(jī)在中到大迎角范圍的機(jī)動(dòng)能力，同時(shí)， 可以減緩跨音速波阻的增加，降低超聲速波阻。缺點(diǎn)：(1) 對于靜穩(wěn)定的正常式布局飛機(jī)而言，水平尾翼產(chǎn)生負(fù)升力，從而降低飛機(jī)的 升阻比 ；(2) 平尾位于機(jī)翼的下洗和速度阻滯區(qū)，影響平尾的效率 .鴨式布局鴨式布局水平前翼位于機(jī)翼之前。 在配平條件下，為保證飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性， 前翼迎角必須大于機(jī)翼迎角。優(yōu)點(diǎn)：(1) 對于靜穩(wěn)定飛機(jī)，鴨翼平衡力向上，提高整機(jī)升力 ；(2) 大迎角時(shí)鴨翼對機(jī)翼產(chǎn)生有利

3、干擾，顯著提高大迎角的升力 ；(3) 更均勻和光滑的縱向面積分布，因而可能得到較低的跨音速阻力 ；(4) 有較好的失速保護(hù)特性 ； 缺點(diǎn)：(1) 鴨翼產(chǎn)生升力但也付出誘導(dǎo)阻力代價(jià) ；(2) 超音速時(shí)，帶來更大的阻力代價(jià)和操縱能力限制問題 ；(3) 起飛著陸在大迎角的平衡能力可能不足 ;(4) 平衡阻力可能比常規(guī)布局大 ;(5) 前緣渦破裂帶來的不穩(wěn)定 ;無尾布局無尾布局只有一對機(jī)翼。 一般采用后掠角較大的三角翼， 用機(jī)翼后緣處的襟 副翼作為縱向配平的操縱面。 具有靜穩(wěn)定性無尾飛機(jī)， 襟翼的升力方向向下， 引 起升力損失，這會引起飛機(jī)在著陸拉平時(shí)或在改出俯沖時(shí)“下沉” 。為減小配平損失，需采用扭

4、轉(zhuǎn)機(jī)翼，保證 Cm0 0 ，當(dāng)以巡航狀態(tài)飛行時(shí)， 不需要偏轉(zhuǎn)襟翼。優(yōu)點(diǎn)：(1) 多采用大后掠三角翼，因而超音速波阻小 ;(2) 機(jī)翼結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度大，結(jié)構(gòu)重量小 ;缺點(diǎn)：(1) 尾力臂短，效率不高 ;(2) 起降性能差 ;(3) 不易發(fā)揮放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)和主動(dòng)控制技術(shù)的潛力 ;(4) 著陸拉平時(shí)或改出俯沖時(shí)“下沉” 。4機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)應(yīng)滿足哪些要求？(1) 在起飛、著陸和空中機(jī)動(dòng)狀態(tài)下有盡可能大的升力及高的升阻比 ;(2) 在巡航狀態(tài)和大速度下有盡可能小的氣動(dòng)阻力 ;(3) 在全包線范圍內(nèi)有良好的縱向及橫側(cè)向的操縱和安定特性，特別是在低速時(shí) 要有線性的俯仰力矩、較高的副翼效率及橫向特性 ;(4)

5、 要滿足強(qiáng)度和氣動(dòng)彈性要求，使機(jī)翼具有足夠的結(jié)構(gòu)剛度和較輕的機(jī)構(gòu)重量 及較大的顫振速度。5平尾、垂尾的作用，設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)滿足哪些要求？平尾的作用 ：(1) 保證飛機(jī)在重心后限時(shí)的縱向穩(wěn)定性 ;(2) 保證飛機(jī)在重心前限時(shí)的縱向平衡和操縱性 ;(3) 對靜不穩(wěn)定飛機(jī)，平尾能夠提供足夠的防止飛機(jī)上仰發(fā)散的縱向低頭力矩(4) 與機(jī)翼上的操作面(副翼)一起動(dòng)作對飛機(jī)的橫滾進(jìn)行控制(差動(dòng)平尾) 設(shè)計(jì)要求：(1) 機(jī)動(dòng)時(shí)保證飛機(jī)達(dá)到最大的過載 ;(2) 在任何重心位置處飛機(jī)都是穩(wěn)定的 ;(3) 襟翼放下，處在前重心位置著陸時(shí)能配平飛機(jī) ;(4) 在前重心起飛時(shí)能滿足抬前輪的要求垂尾的作用：垂尾是保證飛機(jī)航向穩(wěn)

6、定性及航向操縱品質(zhì)的主要部件，垂尾的作用就是要使飛機(jī)在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)部有足夠的方向穩(wěn)定性。設(shè)計(jì)要求：在下列條件下垂尾具有足夠效率：(1) 飛機(jī)在大的側(cè)飛條件下著陸；(2) 飛機(jī)作曲線飛行；(3) 低速大迎角機(jī)動(dòng)；(4) 發(fā)動(dòng)機(jī)故障或不對稱外掛；(5) 飛機(jī)進(jìn)入尾旋；(6) 飛機(jī)以最大馬赫數(shù)飛行。6飛機(jī)的總體參數(shù)有哪些？簡述其與飛行性能的關(guān)系。起飛重量Wto、翼面積S、起飛推力T組合參數(shù)：翼載Wg/S、推重比T/W to(與飛行性能關(guān)系需要補(bǔ)充)7簡述翼載選取的限制(4個(gè)以上，加必要的說明及公式)1 2L Vstall SCl max2匚VStall C L max2(1)按失速速度WS失速

7、速度不大于某個(gè)最小值按著陸距離著陸距離公式為Sl0.4465VSL1給定著陸距離，可計(jì)算著陸翼載2 V；allCLmaxL，W為著陸重量，CLmaxL是放下襟翼時(shí)最大升力系數(shù)將得到的著陸翼載 W S L折算到起飛翼載 W S TO按機(jī)動(dòng)過載在給定過載時(shí)nW CLqS于是飛機(jī)的最大過載系數(shù)nCLqmax只要有足夠的動(dòng)力，過載就可以達(dá)到nmaxLmaxn max由此可得WCLL 1 V2(所得翼載必須除以格斗重量與起飛重量的比S n max 2值才能獲得所需要的起飛翼載)按升限Lh12122H Vzj SCL WH Vzj CL按航程螺旋槳飛機(jī)在最大等于誘導(dǎo)阻力K對應(yīng)的速度下飛行時(shí)達(dá)到最大航程，在

8、最大K對應(yīng)的速度下，零升阻力1 21 VSCD0v2s-cLAe在巡航期間升力等于重力W 121_2 V Cl 2 VAeCD0根據(jù)飛機(jī)不同性能要求可以求出幾個(gè)翼載，折算為起飛翼載后取最小值8簡述推重比選取的限制(3個(gè)以上，加必要的說明及公式)(1) 按保證平飛狀態(tài)確定推重比T1W巡航 L D 巡航巡航L D可通過多種方法求得。螺旋槳飛機(jī)巡航L D與最大L D相同；噴氣飛機(jī)是最大L D的86.6%。求出巡航段推重比以后折算出起飛推重比。(2) 按爬升性能為滿足爬升性能要求，推重比需滿足公式w g 2 Ae(3) 按起飛滑跑距離飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求給定了起飛滑跑距離要求下式可計(jì)算這一距離SVto13

9、1 2 0 2 L DTOTW TO(4)按最大平飛速度給出最大平飛速度后,如果已知翼載，就可以求出推重比Vmax2TWc T W2 - W SCd2DCdS CdS由上式可求得推重比二 Vmax C D2WS折算為起飛推重比后取最大值根據(jù)飛機(jī)不同性能要求可以求出幾個(gè)推重比,9簡述超臨界翼型的外形特點(diǎn)及優(yōu)缺點(diǎn).外形特點(diǎn)：超臨界翼型頭部半徑大，上下表面較為平坦，后緣彎曲較大，下表面有反凹。優(yōu)點(diǎn)：(1) 頭部豐滿目的是消除前緣負(fù)壓峰使氣流不致過早達(dá)到聲速；(2) 上表面比較平直，有利于提高臨界馬赫數(shù)，減小激波強(qiáng)度；(3) 局部向下彎曲有利于緩和激波誘導(dǎo)邊界層分離；(4) 為彌補(bǔ)上表面平坦引起的升力

10、不足，下表面有反凹，使后部升力增加，后緣 加載。缺點(diǎn)：(1) 超臨界翼型的后加載特性引起了較大的低頭力矩，一般情況下會引起配平阻 力的增加；(2) 超臨界翼型的彎度很大的后緣也給襟翼設(shè)計(jì)帶來困難。10 翼型的幾何參數(shù)（彎度、厚度、前緣半徑）對氣動(dòng)特性（零升迎角、升力線斜率、最大升力系數(shù)、最小阻力系數(shù)）有什么影響零升迎角對稱翼型零升迎角等于零； 有正彎度時(shí)， 翼型的零升迎角一般為負(fù)值； 當(dāng)彎度不 大時(shí)，零升迎角幾乎不隨翼型相對厚度變化而變化。 零升迎角隨馬赫數(shù)的變化與翼型的彎度和厚度有關(guān)。 對稱翼型的零升迎角不隨馬 赫數(shù)變化，非對稱翼型的彎度、厚度越小，馬赫數(shù)的影響越小。升力線斜率相對厚度較小時(shí)

11、，實(shí)驗(yàn)值非常接近理論值 2 ，相對厚度較大時(shí)，NACA4位、5 位數(shù)普通翼型的升力線斜率隨相對厚度增加而減小，具有光滑表面的NACA6系列翼型升力線斜率隨相對厚度增加而增加 在亞臨界音速情況下，翼型的彎度對升力線斜率沒有系統(tǒng)影響。最大升力系數(shù)相對厚度 ：當(dāng)相對厚度為 12%18%時(shí)將得到最大升力系數(shù)前緣半徑 ：當(dāng)前緣半徑小于某一臨界值的時(shí)候， 前緣半徑對翼型的最大升力系數(shù) 幾乎沒有影響； 當(dāng)前緣半徑大于這一臨界值以后， 隨著前緣半徑增加， 翼型的最 大升力系數(shù)增加；但是，前緣半徑過大，最大升力系數(shù)也會下降。彎度： 一般來說，彎度增加有利于提高最大升力系數(shù)。對于具有較小前緣半徑、 較薄厚度的翼型

12、， 增加彎度對提高最大升力系數(shù)更有效。 最大彎度或最大厚度的 位置靠前時(shí)將有更高的最大升力系數(shù)。最小阻力系數(shù)翼型最大厚度向后移動(dòng)將導(dǎo)致最小壓力點(diǎn)后移增加了有利梯度的弦向范圍， 也有 利于減少最小阻力。其他條件相同時(shí)，增加翼型相對厚度將導(dǎo)致最小阻力增加。11 翼型的升致阻力與機(jī)翼的升致阻力產(chǎn)生的原因是什么？兩者有何區(qū)別？翼型升致阻力：在低或中等升力系數(shù)下， 翼型的升致阻力來自升力系數(shù)的變化對摩擦阻力和形狀 阻力的影響， 摩阻增加主要由于升力系數(shù)增加時(shí)， 翼型上表面有利壓力梯度減小 和最小壓力點(diǎn)前移， 使翼面上層流附面層范圍減小所致。 此外， 翼型上表面附面 層厚度增加引起表面法向壓力重新分布導(dǎo)致

13、形阻，實(shí)際是壓差阻力。機(jī)翼升致阻力：機(jī)翼的升致阻力主要是誘導(dǎo)阻力， 由翼尖拖出的自由渦對機(jī)翼的誘導(dǎo)下洗引起的區(qū)別：（需要補(bǔ)充）12簡述翼型氣動(dòng)特性與飛機(jī)性能的關(guān)系升力曲線：(1) 零升迎角標(biāo)志著氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)量的大??；(2) 升力線斜率大，有利于提高飛機(jī)的巡航、起降和機(jī)動(dòng)性能；(3) 2 3最大升力系數(shù)時(shí)的升阻比指示爬升特性是否良好；(4) 升力系數(shù)的抖振邊界愈高，機(jī)動(dòng)性愈好；(5) 高的最大升力系數(shù)有利于提高飛機(jī)的起降和機(jī)動(dòng)性能；(6) 失速臨界迎角限制著著陸時(shí)飛機(jī)的擦地角和大迎角性能；極曲線：(7) 最小阻力系數(shù)的大小與飛機(jī)最大速度有關(guān)；(8) 最小阻力系數(shù)對應(yīng)的迎角指示可能的機(jī)翼安裝角；(9)

14、 最大升阻比指示續(xù)航時(shí)間和航程；(10) 最大升阻比對應(yīng)的迎角指示巡航迎角；(11) 巡航因子(M -)愈大，巡航效率愈高；D力矩曲線及其它：(12) 零升力矩愈大，需要愈大的配平能力，引起愈大的配平阻力；(13) 最大升力時(shí)壓心的最前位置和最小阻力時(shí)壓心的最后位置之間距離愈小，則壓心移動(dòng)愈小，給出了最有效的結(jié)構(gòu)；(14) 弦向15%、20%、60%、70%處的翼型厚度決定著翼梁高度，翼梁愈高則機(jī)翼 重量愈輕，容積利用率愈高。13翼型的分離有哪三種形式？指出其各自的特點(diǎn)。后緣分離：(1) 后緣分離常見于中等以上迎角、中等以上厚度的翼型繞流；(2) 分離發(fā)生于后緣附近，分離點(diǎn)之后流動(dòng)不再附體 ；

15、(3) 這類分離導(dǎo)致的升力損失和力矩的變化過程可能比較緩和。前緣分離：(1) 前緣分離常見于具有較小前緣半徑的薄翼翼型；(2) 分離流動(dòng)可以很快重新附體形成短氣泡分離， 分離氣泡的長度大約在1%弦長 以下；(3) 翼型升力、力矩的突然變化。薄翼分離：(1) 常見于更薄的分離；(2) 前緣分離流動(dòng)需要經(jīng)歷一個(gè)較長的距離才能夠重新附體，其長度數(shù)倍于短氣 泡或更長 ;(3) 升力損失不是很突然，但是力矩有較大變化。14 機(jī)翼后掠角與展弦比對機(jī)翼氣動(dòng)特性(升力線斜率、零升阻力、 誘導(dǎo)阻力)有什么影響？后掠角 :增大后掠角，機(jī)翼的升力線斜率降低 在亞音速以平直機(jī)翼的 CD0 最大，后掠翼和三角翼相差不多

16、；在超音速，機(jī)翼后 掠角增大會明顯減小 C D0 后掠角增大，機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力也隨之增大，大后掠的機(jī)翼特別明顯。展弦比:平直翼展弦比減小使升力線斜率降低， 在亞、 跨音速特別明顯。 原因是小展弦比 機(jī)翼三維效應(yīng)減小上表面吸力；展弦比減小，誘導(dǎo)阻力增大 后掠翼展弦比對升力和誘導(dǎo)阻力的影響與平直機(jī)翼相似三角翼展弦比降低， 會使升力線斜率降低， 明顯減小超音速的零升阻力系數(shù)， 提 高臨界馬赫數(shù)，降低跨音速波阻；在亞音速時(shí)，展弦比降低， K max 也相應(yīng)降低 (由誘導(dǎo)阻力起主要作用) ；展弦比降低，氣動(dòng)中心后移，并減小亞音速到超音 速的氣動(dòng)中心后移量。15 亞音速飛機(jī)與超音速飛機(jī)如何選擇機(jī)翼的平面形狀

17、？展弦比、后掠角：(1) 亞音速飛機(jī)宜采用中、大展弦比，平直或小后掠角機(jī)翼，可以顯著提高升阻 比，減小升致阻力 ;(2) 高亞音速飛機(jī)可以適當(dāng)減小展弦比，增大后掠角，既保證升阻比，又可以提 高臨界馬赫數(shù)，延緩激波的產(chǎn)生。(3) 超音速飛機(jī)可采用小展弦比，中、大后掠角機(jī)翼 ,可減小激波阻力，提高機(jī)動(dòng) 性。對于后掠角較大的后掠翼， 展弦比減小對跨音速的零升阻力有不利影響， 且在中小迎角時(shí)小展弦比機(jī)翼的升力線斜率低。 但這種平面形狀失速迎角大， 俯仰力矩?zé)o上仰現(xiàn)象。 亞聲速至超聲速時(shí)， 氣動(dòng)中心移動(dòng)量小， 對操縱有利。 從結(jié)構(gòu)上說，小展弦比機(jī)翼強(qiáng)度和剛度好， 可以減輕重量。 若保持重量不變， 可減小

18、機(jī)翼的相對厚度，降低波阻。根梢比：(1) 低亞聲速平直機(jī)翼的根梢比在 2 2.5(2) 后掠翼的根梢比多在 2 6范圍內(nèi)，以避免增大誘導(dǎo)阻力(3) 超音速飛機(jī)除三角翼外，一般跟梢比小于 5 ，以保證結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度，同 時(shí)避免翼尖失速，易于布置副翼。16 后掠機(jī)翼產(chǎn)生“上仰”的原因是什么？消除上仰的措施有哪些？ 后掠翼上仰主要由翼尖分離引起， 后掠翼翼尖位于飛機(jī)重心之后， 翼尖失速 的升力下降引起抬頭力矩導(dǎo)致俯仰力矩上仰。 后掠翼翼尖失速主要由兩個(gè)因素造 成：(1) 后掠翼二個(gè)相鄰剖面前后有錯(cuò)位，在有升力時(shí)上表面弦向壓力分布沿展向產(chǎn) 生壓差，引起附面層向外翼流動(dòng)，導(dǎo)致附面層增厚而容易發(fā)生分離。

19、(2) 與平直翼相比，機(jī)翼后掠引起展向載荷分布的變化，內(nèi)翼載荷降低，翼尖載 荷加大。另外，后掠翼的翼尖和翼根的弦向載荷也不同， 翼尖剖面的吸力峰靠前， 而且吸力峰值也較高。這樣，在后掠翼上一般是翼尖首先發(fā)生分離。消除措施：(1) 將平尾安置在合適的上下位置，使平尾在大迎角下產(chǎn)生穩(wěn)定性的低頭力矩， 抵消機(jī)翼產(chǎn)生的上仰力矩，使飛機(jī)變?yōu)榭v向穩(wěn)定的。(2) 在機(jī)翼上采取措施，推遲翼尖的分離。如采用翼刀、前緣縫翼、前緣襟翼、 前緣鋸齒等。17 簡述邊條翼的設(shè)計(jì)思想。(1) 協(xié)調(diào)不同速度范圍對機(jī)翼形狀要求的矛盾(2) 線性工作狀態(tài)與非線性工作狀態(tài)的組合(3) 控制和利用分離(4) 利用邊條渦控制基本翼的分

20、離(5) 邊條翼利用了前后翼漩渦有利干擾的概念(6) 邊條翼著重考慮亞跨音速機(jī)動(dòng)性18 如何選擇邊條翼布局的平面形狀參數(shù)？邊條平面形狀參數(shù)的選擇：前緣后掠角 ：70 76 ， 70 以下，前緣渦不穩(wěn)定； 76 以上，出現(xiàn)非對稱渦。 邊條及面積展向位置 ：邊條 /基本翼面積比大于 0.05 而小于 0.2-0.3。相對面積大，增升效果明顯 邊條面積過大，力矩特性焦點(diǎn)過分前移和力矩突然抬頭。前緣形狀 ：拱形或S形。拱形最大升力系數(shù)大，過失速性能好； S形升阻比大，力矩特 性好?；疽砥矫嫘螤顓?shù)的選擇：后掠角：30 55 。小迎角，基本翼無分離，邊條渦很弱；中等迎角，基本翼產(chǎn)生分 離，邊條渦作用使

21、之推遲；大迎角，邊條渦大大改善基本翼流動(dòng)。 展弦比 ：3 4。過大，邊條渦很難控制基本翼上的大部分流動(dòng)，因?yàn)檫厳l展弦比通 常在 1 以下。如果選用的基本翼展弦比太小， 基本翼變成細(xì)長翼。 這與邊條翼設(shè) 計(jì)思想，著重照顧亞跨音速要求矛盾。翼梢：有一定根梢比，切尖。不能選擇三角翼，翼尖很容易分離，翼尖載荷大。19 改進(jìn)邊條翼布局全機(jī)縱向力矩特性的措施有哪些？(1) 平尾下反，改善力矩非線性(2) 機(jī)翼后緣前掠， 減小焦點(diǎn)隨迎角增加后前移量 (特別在大迎角下)，改善力矩 非線性(3) 當(dāng)基本翼后掠角較大時(shí)，可以用前緣裝置來減少俯仰力矩非線性，如前緣翼 刀、弦向縫翼和掛架式渦流片等。(4) 在邊條和基

22、本翼前緣的焦點(diǎn)之后的翼面上，即在邊條渦和基本翼前緣渦之間 放置翼刀，也可以減少俯仰力矩的非線性。20 鴨式布局形式有何優(yōu)點(diǎn)、有何難點(diǎn)？ 遠(yuǎn)距鴨面優(yōu)點(diǎn) :(1) 遠(yuǎn)距鴨面一般力臂比較長，操作性好，升阻比較大(2) 可以比較方便地利用鴨面來實(shí)現(xiàn)突風(fēng)緩和(3) 亞音速飛行時(shí)，增加全機(jī)升力，提高機(jī)動(dòng)性能(4) 不穩(wěn)定的鴨式布局，對縱向操縱反應(yīng)迅速，從而提高了飛機(jī)的機(jī)敏性(5) 超音速飛行的配平阻力比常規(guī)布局(亞音速穩(wěn)定)的飛機(jī)小，提高了飛機(jī)的 超音速穩(wěn)定盤旋能力。近距鴨面優(yōu)點(diǎn) ：(1) 利用分離漩渦的相互有利干擾的作用，使渦系更加穩(wěn)定，推遲漩渦的破裂(2) 近距鴨面布局一般采用大后掠角小展弦比的鴨面和機(jī)翼(3) 可延遲機(jī)翼失速，獲得較大的大迎角升力，提供過失速飛行狀態(tài)時(shí)的穩(wěn)定度(4) 和氣動(dòng)彈性裁剪的后掠翼聯(lián)用，有助于使機(jī)翼產(chǎn)生接近橢圓的展向載荷 分布，從而減小了飛行阻力(5) 和前掠翼聯(lián)用，可延遲機(jī)翼根部區(qū)域的失速，以及增加可用升力(6) 特別適宜于和三角翼