普通飞机空气动力和力矩系数小结
普通飞机空气动力和力矩系数小结纵向:
横侧向:
2006典型例题分析--第6章 力矩分配法
第6章 力矩分配法 §6 – 1 基本概念 力矩分配法适用于无结点线位移的刚架和连续梁结构，是位移法求解问题的一种特殊情况，有线位移结构不能直接利用力矩分配法求解。 6-1-1 名词解释 (1)转动刚度AB S ：表示抵抗转动的能力，其值等于转动端产生单位转角所需施加的力矩，单跨梁转动刚度如图6-1。 静定结构（或静定部分）的转动刚度为零，即对转动无抵抗能力。 图6-2所示结构有一个转角位移未知数，各杆的转动刚度为： 4433DA DA DC DC S i i S i i ==== 30DB DB DF S i i S === (2)分配系数Di μ：某一杆端的分配系数等于，该杆端转动刚度在同一结点各个杆端转动刚度中所占的比例值。图6-2结构的分配系数为： 0.4DA DA DA DB DC DF S S S S S μ==+++ 0.3DB DB DA DB DC DF S S S S S μ= =+++ 0.3DC DC DA DB DC DF S S S S S μ= =+++ 图6-2无侧移刚架结构 )b () c ( (a) 3AB S i =4AB S =AB S =(d) 图6-1等截面单跨梁转动刚度
2 结构力学典型例题解析 0DF DF DA DB DC DF S S S S S μ= =+++ (3)弯矩符号规定：力矩分配法在计算过程中不需要画弯矩图，只是以数值形式进行计算，因此，需要事先对力矩和弯矩符号进行规定，具体规定如下： 固端弯矩：顺时针为正。 结点外力偶：顺时针为正。 (4)固端弯矩F i j M ：将转动结点固定变成位移法的基本体系，外荷载在基本体系上产生的杆端弯矩。如图6-2结构的固端弯矩为： F F F F F F 0DA DA DB BD CD FD M M M M M M ====== F 2 145kN m 8 DC M ql -= =-? F 30kN m DF M =-? (5)不平衡力矩u D M ：不平衡力矩为转动结点所连杆端 的固端弯矩之和，其值等于刚臂反力矩。如图6-3为荷载引起的不平衡力矩u D M ，此时就是位移法典型方程的 1P R ： F F F F 1P u D DA DB DC DF M R M M M M ==+++ 75kN m u D M =-? (6)被分配力矩M ：M 等于不平衡力矩u D M 的负值； 若该转动结点有外力矩，外力矩可以直接进行分配，此时外力矩是被分配力矩的一部分。如图6-3被分配力矩为： 75kN m u D M M =-=? (7)分配弯矩Di M ：某一杆端的分配弯矩Di M 等于该杆端的分配系数Di μ乘以被分配力矩 M 。如图6-3结构的分配弯矩为： 30kN m DA DA M M μ==? 22.5k N m D B D B M M μ==? 22.5kN m DC DC M M μ==? 0D F D F M M μ== (8)传递系数AB C ：传递系数AB C 只与另一端（远端，即B 端）的支座情况有关，远端为定向支座时其值为-1，远端为固定支座时其值为0.5，远端为铰支座（包括自由端）时其值为0。如图6-3结构的传递系数为： 0.5DA C = 1DB C =- 0DC C = 0DF C = 图6-3不平衡力矩 F DC F M DB F
更完美的空气动力学性能
更完美的空气动力学性能 风洞试验对汽车空气动力学性能至关重要 空气动力学和噪声学问题对许多汽车的设计原则、设计风格都产生了重要影响。因为最佳的空气流动方式是保证汽车高速行驶时兼有良好的动力性和舒适性的基本前提，同时还可以降低汽车行驶过程中的耗油量。为了使奥迪TT轿车不仅具有时尚流畅的外观，而且有很好的空气动力学和声学效果，避免空气涡流的产生，空气动力学和噪声学的专家在研发初期的方案设计中就进行了认真的研究。之后，从奥迪TT轿车批量生产到投产下线的全过程，专家们都一直在和“空气”打交道，希望空气流动方式的改善能为这款跑车助力。 在新型奥迪TT轿车的设计中，一项重要的任务就是沿用第一代车型的视觉主题——简约明朗的圆形风格以及颇具动感的跑车形象，与此同时，还要求其空气动力学性能符合设计目标所制定的行驶动力性能。依据新的市场定位，需要对新型奥迪TT轿车的一些数据，如空气动力学数据、车轴浮升力数据及车轴的负载分布数据等进行准确的说明。 根据以往的情况，较低的车轴浮升力都是以较高的空气阻力系数为代价获得的，但是，奥迪公司的空气动力学专家成功地在较低的空气阻力系数条件下改善了整体的空气动力学性能，并且更好地限制了车轴浮升力。 CFD空气流动仿真试验 在早期方案设计时，没有可供使用的风洞试验硬件设施，空气动力学专家对新型奥迪TT轿车进行了CFD 空气流动仿真试验，从而及早对整体方案中原则上能够实现的可能性和各个详细的特性进行了评判。借助于图形显示和色彩显示，仿真试验的结果尤其是高级设计的结果一目了然。 可以说，如果没有CFD仿真试验，就无法落实新型奥迪TT轿车严格的外部设计所制定的一系列进度要求。例如，在计算机中对CAD数据进行了6～7h的较大修改之后，将修改后的数据传送到CFD计算模型中，马上就可以进行大约10h的空气流动仿真试验，确保了最新设计方案可以在两天内完成全部的空气流动性能的模拟试验。 伸缩式后扰流板设计
飞机的空气动力学.
低速、亚音速飞机的空气动力 环境c091 王亚飞 飞机上的空气动力学和现在的流体力学有着相同的特点，研究空气动力学可以间接的学习流体力学，而空气动学上的最突出的应用就是飞机，所以现在着重讲述下飞机的空气学特点， 翼型的升力和阻力 飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。 迎角的概念飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角(图2.3.5(a))，用α表示。当飞行速度沿机体坐标系（见2.4.1节）竖轴的分量为正时，迎角为正。 如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正(图2.3.5(b))。
图2.3.5 迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力 1—压力中心 2—前缘 3—后缘 4—翼弦 升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大(与远前方流线相比)。根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图 2.3.6)。好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。 根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图)，如图 2.3.7(a)所示。图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。
(整理)作用在飞机上的空气动力
2.3 飞机的几何外形和作用在飞机上的空气动力 2.3.1 飞机的几何外形和参数 飞机的几何外形，由机翼、机身和尾翼（分为水平尾翼或平尾、垂直尾翼或垂尾）等主要部件的几何外形共同构成。现代飞机的几何外形，必须保证满足空气动力特性和隐身特性等方面的要求。飞机的几何外形也称为气动外形。 机翼的几何外形 当飞机在空中飞行时，作用在飞机上的升力主要是由机翼产生；同时机翼上也会产生阻力。机翼上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又决定于机翼的外形，即机翼翼型（或翼剖面）几何形状、机翼平面几何形状等。描述机翼的几何外形，主要从这两方面加以说明。 a. 机翼翼型的几何参数 飞机机翼、尾翼，导弹翼面，直升机旋翼叶片和螺旋桨叶片上平行于飞行器对称面或垂直于前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。 翼型具有各种不同的形状，如图2.3.1所示。图中(a)是平板剖面，它的空气动力特性不好。后来人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼那样的弯拱形状——薄的单凸翼剖面（见图(b)），对升力特性有改进。随着飞机的发展，人们认识到加大剖面的厚度，也会改善升力特性，因而就有了凹凸形翼剖面（见图(c)），这种翼剖面的升力特性虽然较好，但阻力特性却不好，只适用于速度很低的飞机上；另外，因为后部很薄而且弯曲，在构造方面不利，因而目前已很少应用。至于平凸形翼剖面（见图(d)），在构造上和加工上比较方便，同时空气动力特性也不错，所以目前在某些低速飞机上还有应用。不对称的双凸形翼剖面（见图(e)）的升力和阻力特性都较好，在构造方面也有利，所以广泛应用在活塞发动机的飞机上。图(f)中是S形翼剖面，这种翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向上翘，使得压力中心不会前后移动。对称的双凸形翼剖面（见图(g)），通常用于各种飞机的尾翼面上。图(h)是所谓“层流翼剖面”，它的特点是压强分布的最低压强点(即最大负压强)位于翼剖面靠后的部分，可减低阻力。这种翼剖面常用于速度较高的飞机上。菱形（见图(i)）和双弧形（见图(j)）翼剖面常用在超音速飞机上，它们的特点是前端很尖，相对厚度很小，也就是很薄，超音速飞行时阻力很小，比较有利，然而它在低速时的升力和阻力特性不好，使飞机的起落性能变坏。 图2.3.1 不同的翼型和翼型的几何参数 翼型的主要几何参数有弦长、相对厚度、最大厚度位置等，见图2.3.1(k)。
飞机型号 参数
波音公司： 波音707，717，727 系列已经停产。 737系列 波音737飞机是双发中短程运输机，由于性能优越，是世界航空史上最成功的民航客机，也是运营效益最好、最畅销的机型之一。新一代波音737分600/700/800/900型四种，除了可靠、简捷和经济等特点外，还给乘客带来更平稳的感受。迄今波音737飞机运送的乘客已超过60亿，在中国，也是大多数航空公司的主力机型。 主要型号： 1、737-600型：700型的缩短型，载客110－132名，1998年交付使用。 2、737-700型：标准型，载客126－149名，1997年底交付使用。 3、737-800型：加长型，是一种远距离、高巡航速度、低油耗、低噪声的新型客机，操作性能卓越、设计豪华，载客162－189名，头等舱8座，经济舱162座。 4、737-900型: 为该系列中最新、最大的成员，在800型基础上加长2.6米，机身长达42.1米，载客177－189名，2001年5月投入运营。 747系列 波音747飞机是一种宽机身客机。1970年投入运营。它的双层客舱及独特外形成为最易辨认的亚音速民航客机。 主要机型： 1、747-400型：是远程宽机身客机，载客400名，是世界上最现代化、燃油效率最高的飞机之一。 757系列 波音757飞机是双发窄体中远程运输机，是在波音727基础上采用新机翼和先进发动机，并修改机身外形，目前交付使用超过1000架。 主要型号: 1、757-200型:基本型，载客200名。1982年首飞。 2、757－300型：是该系列的最新成员，中远程客机，加长型，机身比200型加长7.1米，载客量增加20%，货运空间增加50%。客舱舒适、美观、耐用、灵活。头顶行李舱容量更大。客舱侧壁给乘客的头部和肩部留出了宽松的空间。 行李舱底部装有扶手，便于乘务员和乘客在客舱中行走。可移动的客舱隔板便于改变客舱布局。真空抽排式卫生间给乘客以享受。 767系列 波音767飞机是双发半宽体中远程运输机，有赢利性和舒适性的美誉。首次采用两人驾驶制。载客量在181人至375人之间。 主要机型： 1、767-300型：载客260名。比200型加长6．43米，载客能力增加20％，货舱容积增加31％。1986年交付使用。 2、767-400型：在300型基础上加长6.4米，载客375名。改进气动，增大翼展和最大起飞重量，采用全新主起落架。2000年5月投入使用。
飞机空气动力性能
飞机的空气动力性能 飞机的空气动力性能是决定飞机飞行性能的一个重要因素。飞行员既要熟悉飞 机空气动力的产生和变化，同时也要清楚飞机空气动力性能的基本数据。这对 于更好地认识飞机的飞行性能，正确处理飞行中遇到的有关问题，非常重要。 所谓飞机的空气动力性能，其中包括飞机的最大升力系数、最小阻力系数 和最大升阻比等。 应该注意：升力系数或阻力系数仅仅是影响升力或阻力的因素之一，系数 本身并不就是升力或阻力。确定升、阻力的大小，不仅要看升力系数、阻力系 数的大小，而且还要看影响升、阻力大小的其它因素，空气密度、飞行速度和 机翼面积是否变化和如何变化。因此，不能把升力系数同升力、阻力力系数同 阻力混为一谈。我们在分析迎角对升力或阻力的影响时，之所以常用升力系数 或阻力系数来表达这种影响，而不直接用升力或阻力来表达，其优点是可以撇 开空气密度。飞行速度和翼面积对升、阻力的影响。这样就突出了迎角对升、 阻力的影响，对分析问题和计算都带来很大方便。 一、飞机的升阻比 衡量一架飞机的空气动力性能，不能单从升力，或单从阻力一个方面来看，必须把两者结合起来，分析升力和阻力之间的对比关系。 所谓升阻比，就是在同一迎角下升力与阻力之比。升阻比也就是同一迎角 下升力系数与阻力系数之比。由于升力系数和阻力系数的大小主要随迎角而变，所以升阻比的大小也主要随迎角而变。也就是说，升阻比与空气密度、飞行速度、机翼面积的磊小无关。因为这些因素变了，升力和阻力都按同一比例随之 改变，而不影响两者的比值。 升阻比大，说明在取得同一升力的情况下，阻力比较小。升阻比越大，飞 机的空气动力性能越好，对飞行越有利。 二、飞机的空气动力性能曲线 （一）升力系数 升力系数为零，这个迎角叫无升力迎角。翼型不同，无升力迎角的大小也 不同。对称翼型的无升力迎角为零度，非对称翼型的无升力迎角一般为负值。 从无升力迎角开始，迎角增加，升力系数增加，直到最大升力系数。最大升力 系数所对应的迎角，叫临界迎角。超过临界迎角，迎角再增加，升力系数将急 剧降低。迎角从无升力迎角减小，升力系数将变为负值，也就是升力变成负升 力了。 （二）阻力系数
空气动力学基本概念
第一章 一、大气的物理参数 1、大气的(7个)物理参数的概念 2、理想流体的概念 3、流体粘性随温度变化的规律 4、大气密度随高度变化规律 5、大气压力随高度变化规律 6、影响音速大小的主要因素 二、大气的构造 1、大气的构造（根据热状态的特征） 2、对流层的位置和特点 3、平流层的位置和特点 三、国际标准大气（ISA） 1、国际标准大气（ISA）的概念和基本内容 四、气象对飞行活动的影响 1、阵风分类对飞机飞行的影响（垂直阵风和水平阵风*） 2、什么是稳定风场？ 3、低空风切变的概念和对飞行的影响 五、大气状况对飞机机体腐蚀的影响 1、大气湿度对机体有什么影响？ 2、临界相对湿度值的概念 3、大气的温度和温差对机体的影响 第二章 1、相对运动原理 2、连续性假设 3、流场、定常流和非定常流 4、流线、流线谱、流管 5、体积流量、质量流量的概念和计算公式。 二、流体流动的基本规律 1、连续方程的含义和几种表达式（注意适用条件） 2、连续方程的结论:对于低速、不可压缩的定常流动，流管变细，流线变密，流速变快；流管变粗，流线变疏，流速变慢。 3、伯努利方程的含义和表达式 4、动压、静压和总压 5、伯努利方程的结论:对于不可压缩的定常流动，流速小的地方，压力大；而流速大的地方压力小。（这里的压力是指静压） 重点伯努利方程的适用条件：1）定常流动。2）研究的是在同一条流线上，或同一条流管上的不同截面。3）流动的空气与外界没有能量交换，即空气是绝热的。4)空气没有粘性，不可压缩——理想流体。 三、机体几何外形和参数 1、什么是机翼翼型； 2、翼型的主要几何参数； 3、翼型的几个基本特征参数 4、表示机翼平面形状的参数（6个） 5、机翼相对机身的角度（3个） 6、表示机身几何形状的参数四、作用在飞机上的空气动力 1、什么是空气动力？ 2、升力和阻力的概念 3、应用连续方程和伯努利方程解释机翼产生升力的原理 4、迎角的概念 5、低速飞行中飞机上的废阻力的种类、产生的原因和减少的方法； 6、诱导阻力的概念和产生的原因和减少的方法； 7、附面层的概念、分类和比较；附面层分离的原因 8、低速飞行时，不同速度下两类阻力的比较 9、升力与阻力的计算和影响因素 10、大气密度减小对飞行的影响 11、升力系数和升力系数曲线（会画出升力系数曲线、掌握升力随迎角的变化关系，零升力迎角和失速迎角的概念） 12、阻力系数和阻力系数曲线 13、掌握升阻比的概念 14、改变迎角引起的变化（升力、阻力、机翼的压力中心、失速等） 15、飞机大迎角失速和大迎角失速时的速度 16、机翼的压力中心和焦点概念和区别 六、高速飞行的一些特点 1、什么是空气的可压缩性？ 2、飞行马赫数的含义 3、流速、空气密度、流管截面积之间关系 4、对于“超音速流通过流管扩张来加速”的理解 5、小扰动在空气中的传播及其传播速度 6、什么是激波？激波的分类 7、气流通过激波后参数的变化 8、什么是波阻 9、什么是膨胀波？气流通过膨胀波后参数的变化 10、临界马赫数和临界速度的概念 11、激波失速和大迎角失速的区别 12、激波分离 13、亚音速、跨音速和超音速飞行的划分* 14、采用后掠机翼的优缺点比较 第三章 一、飞机重心、机体坐标和飞机在空中运动的自由度 1、机体坐标系的建立 2、飞机在空中运动的6个自由度 二、飞行时作用在飞机上的外载荷及其平衡方程 外载荷组成平衡力系的2个条件*： ①、外载荷的合力等于零（外载荷在三个坐标轴投影之和分别等于零）∑x = 0 ∑Y = 0 ∑Z = 0 ②、外载荷的合力矩等于零(外载荷对三个坐标轴力矩之和分别等于零) ∑Mx=0 ∑My= 0 ∑Mz= 0 1、什么是定常飞行和非定常飞行？ 2、定常飞行时，作用在飞机上的载荷平衡条件和平衡方程组
力矩分配法习题解答
1、清华5-6 试用力矩分配法计算图示连续梁，并画其弯矩图和剪力图。 C 清华 V图 M (kN 解：（1）计算分配系数： 32 0.6 324 4 0.4 324 BA BA BA BC BC BC BA BC s i s s i i s i s s i i μ μ ? === +?+? ? === +?+? （2）计算固端弯矩：固端弯矩仅由非结点荷载产生，结点外力偶不引起固端弯矩，结点外力偶逆时针为正直接进行分配。 33606 67.5 1616 F AB F BA M Pl M = ?? ===? kN m （3）分配与传递，计算列如表格。 （4）叠加固端弯矩和分配弯矩或传递弯矩，得各杆端的最后弯矩，作弯矩图如图所示。 （5）根据弯矩图作剪力图如图所示。
015 3027.60153032.63517.5 8.756 AB BA AB AB AB BA BA BA BC CB BC CB M M V V l M M V V l M M V V l ++=- =-=++=-=--=+--==-=-=5kN 5kN kN 2、利用力矩分配法计算连续梁，并画其弯矩图和剪力图。 4m 1m 2m 2m 原结构 简化结构 · 解：（1）计算分配系数：,4,34 BA BC BA BC EI i i i S i S i = ====令 430.429 0.5714343BC BA BA BC BA BC BA BC s s i i s s i i s s i i μμ= === ==++++ （2）计算固端弯矩：CD 杆段剪力和弯矩是静定的，利用截面法将外伸段从C 处切开，让剪力直接通过支承链杆传给地基，而弯矩暴露成为BC 段的外力偶矩，将在远端引起B 、C 固端弯矩。 22204101088 154102020828 F F AB BA F F BC CB Pl M M ql m M M ?=- =-=-???=-+=-+=-?=?kN m,=kN m kN m,kN m （3）分配与传递，计算列如表格。 （4）叠加固端弯矩和分配弯矩或传递弯矩，得各杆端的最后弯矩，作弯矩图如图所示。 （5）根据弯矩图作剪力图如图所示。
空气动力学原理(经典)
空气动力学原理(经典)
空气动力学原理 空气动力学在科学的范畴里是一门艰深的度量科学, 一辆汽车在行使时, 会 对相 对静止的空气造成不可避免的冲击, 空气会因此向四周流动, 而蹿入车底的 气流便会 被暂时困于车底的各个机械部件之中, 空气会被行使中的汽车拉动, 所 以当一辆汽车 飞驰而过之后, 地上的纸张和树叶会被卷起。 此外, 车底的气流会 对车头和引擎舱 内产生一股 浮升力 , 削弱车轮对地面的下压力, 影响汽车的操控 表现。b5E2RGbCAP 另外, 汽车的燃料在燃烧推动机械运转时已经消耗了一大部分动力, 而当汽 车高 速行使时, 一部分动力也会被用做克服空气的阻力。 所以, 空气动力学对于 汽车设 计的意义不仅仅在于改善汽车的 操控性 ,同时也是降低油耗的一个窍门。 对付浮升 力的方法 p1EanqFDPw 对付浮升力的方法,其一可以在车底使用扰流板。不过,今天已经很少有 量产型汽 车使用这项装置了,其主要原因是因为研发和制造的费用实在太过高 昂。在近期的量 产车中只有 FERRARI 360M 、 LOTUS ESPRIT 、 NISSAN SKYLINE GT -R 还使用这样的 装置。DXDiTa9E3d 另一个主流的做法是在车头下方加装一个坚固而比车头略长的阻流器。 它可 以 将气流引导至引擎盖上, 或者穿越水箱格栅和流过车身。 至于车尾部分, 其课 题主 要是如何令气流顺畅的流过车身,车尾的气流也要尽量保持整齐。RTCrpUDGiT 如果在汽车行驶时, 流过车体的气流可以紧贴在车体轮廓之上, 我们称之为 ATTECHED 或者 LAMINAR (即所谓的流线型) 。 而水滴的形状就是现今我们所知的 最 为流线的形状了。不过并非汽车非要设计成水滴的形状才能达到最好的 LAMINAR , 其
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a320的基本技术参数
a320的基本技术参数：翼展： 34.09米 机长: 37.57米 高度： 11.76米 最大起飞总重:73500千克 最大载油量：23860升 动力装置： 两台CFM56-5型涡扇发动机 巡航速度： 0.82马赫 货舱容积： 37.41立方米 载客量：186 客舱布局：3-3 最大航程：5000公里 简介：
空中客车320系列是欧洲空中客车工业公司研制生产的双发中短程150座级运输机。空中客车公司在其研制的A300/310宽体客机获得市场肯定，打破美国垄断客机市场的局面后，决定研制与波音737系列和麦道MD80系列进行竞争的机型，在 1982年3月正式启动A320项目， 1987年2月22日首飞， 1988年3月开始投入商业运营。 详细介绍： 截至目前，共有150多家运营商运营着2400多架包括 A318、A 319、A320和A321在内的A320系列飞机，累计飞行时间达3000万小时。这些飞机组成了世界上最具盈利能力的单通道飞机系列。A320系列飞机在设计上通过提高客舱适应性和舒适性，以及采用目前单通道飞机可用的最现代化的完善电传操纵技术，力求达到最优的盈利能力，确保了在各个方面节省直接运营成本，并为运营商提供了100至220座级飞机中最大的共通性和经济性。 A320系列拥有单通道飞机市场中最宽敞的机身，这一优化的机身截面为客舱灵活性设定了新的标准。通过加宽座椅，提供了最大程度的舒适性；而超宽的通道对于需要快速周转的低成本市场是很重要的。此外，优越的客舱尺寸和形状可以安装较大的行李架，一方面更加方便，同时也可以加快上下乘客的速度。 较宽的机身还提供了无与伦比的货运能力。 A319、A320和A321是该级别飞机中惟一能够提供集装箱货运装载系统的飞机。该系统与全球标准宽体飞机装载系统兼容，从而减少了地服设备，降低了装卸成本。该系列飞机具有的高可靠性进一步增强了盈利性和为乘客提供服务的能力。此外，A320系列还是一个对环境负责任的邻居，其油耗、排放和噪音都是同级别中最低的。
航空空气动力高性能计算解决方案
航空航天空气动力学高性能计算解决方案 摘要： CFD高性能计算技术正在成为航空航天飞行器空气动力学设计过程中除风洞试验以外最重要的方法，曙光公司在高性能计算领域的深厚积累能够为用户提供多种规模的集群系统解决方案。最新推出的TC2600刀片集群系统具有高性能、高可靠性、低能耗和低占地面积的优势、是符合“高效能计算”思想的最佳解决方案。
1．概述 传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果，风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点，尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。 1.1.国外发展概况 美国 美国在空气动力学研究与发展领域一直处于世界领先地位，在探索新概念飞行器、航空新技术、新研究和试验方法上也具有明显优势。美国对空气动力学技术的投资堪称世界第一，为促进气动技术的发展，先后建造了一大批用于各类飞行器研制的气动力地面试验设施，现有高、低速搭配、尺寸配套的科研生产型风洞70多座。 长期以来，美国充分利用其处于世界先进水平的计算机软硬件技术优势，大力开展计算流体力学（CFD）技术研究，投资建立数值模拟中心，推广CFD技术的工程应用。特别是航空、航天飞行器的气动设计中，采用先进的CFD技术使设计周期和成本大幅度降低，设计质量迅速提高，飞机气动性能不断改进。 欧洲 总体上讲，欧洲，主要是德国、法国和英国在空气动力学发展研究方面稍逊于美国。由于经济原因，在高超声速飞行器研究上，欧洲明显落后于美国，但欧洲的气动试验设施在某些方面比美国先进，比如欧洲的跨声速风洞，其试验能力和试验效率明显高于美国现有的风洞。 英国航空航天界人士认为，目前空气动力学已达到非常先进的阶段，但还不成熟，业界未来的目标应该在于开发未来先进的、快速的和适用的方法，用于设计可显著改善气动效率和降低成本的机翼，为应用行业带来显著的效益。CFD方法的研究进展在其中应保持优先性，
各种飞机技术全参数
机型： B737-800 制造公司： Boeing 机长(m)： 39.5 机高(m)： 12.55 翼展(m)： 34.31 发动机型号： CFM56-7 turbofans 发动机推力(马力)： 2×117KN 最大起飞重量(Kg)： 70553 最大着陆重量(Kg)： 65310 最大载油量(Kg)： 22000 平均小时耗油量(Kg)： 2650 实用升限(m)： 12500 满载最大航程(Km)： 3565 最大巡航速度(Km/h)： 885 正常巡航速度(Km/h)： 839 最后进近速度(Km/h)： 258 跑道入口速度(Km/h)： 249 技术数据： 机型：B747-400 制造公司：Boeing 机长(m)：68.5 机高(m)：19.7 翼展(m)：64.3 发动机型号：PW4056 发动机推力(马力)：4×55600LB 最大起飞重量(Kg)：385557 最大着陆重量(Kg)：285766 最大载油量(Kg)：160036 平均小时耗油量(Kg)：11000 实用升限(m)：13746 满载最大航程(Km)：12964 最大巡航速度(Km/h)：1002 正常巡航速度(Km/h)：916 最后进近速度(Km/h)：296 跑道入口速度(Km/h)：287 技术数据： 机型：B767-300 制造公司：Boeing 机长(m)：53.7 机高(m)：17.5 翼展(m)：47.6 发动机型号：PW4056
发动机推力(马力)：2×56000LB 最大起飞重量(Kg)：163293 最大着陆重量(Kg)：136077 最大载油量(Kg)：53781 燃油容量(Ltr)：66981 平均小时耗油量(Kg)：5000 实用升限(m)：13137 满载最大航程(Km)：7964 最大巡航速度(Km/h)：916 正常巡航速度(Km/h)：833 最后进近速度(Km/h)：272 跑道入口速度(Km/h)：263 技术数据： 机型：B777-200 制造公司：Boeing 机长(m)：63.73 机高(m)：18.5 翼展(m)：60.9 发动机型号：GE 发动机推力(马力)：2×76400LB 最大起飞重量(Kg)：229517 最大着陆重量(Kg)：201848 最大载油量(Kg)：91400 平均小时耗油量(Kg)：7200 实用升限(m)：13137 满载最大航程(Km)：9300 最大巡航速度(Km/h)：880 正常巡航速度(Kts)：459 正常巡航速度(Km/h)：850 最后进近速度(Km/h)：265 跑道入口速度(Km/h)：256 机型：A330-200 制造公司：Airbus Industries 机长(m)：63.7 机高(m)：16.9 翼展(m)：60.3 发动机型号：CFM56-5C2 发动机推力(马力)：2×67500LB 最大起飞重量(Kg)：257000 最大着陆重量(Kg)：186000 最大载油量(Kg)：108108 平均小时耗油量(Kg)：4700
力矩分配法
力矩分配法练习题 一、判断题 1-1、力矩分配法是由位移法派生出来的，所以能用位移法计算的结构也一定能用力矩分配法计算。 1-2、已知图示连续梁BC跨的弯矩图，则M AB=C BA M BA=57.85kN.m。 1－3、在图示连续梁中M BA=μBA(－70)= －40kN.m。 1-4、在图示连续梁中结点B的不平衡力矩M B=80 kN.m。 1-5、对单点结点结构，力矩分配法得到的是精确解。 1-6、图示结构可以用无剪力分配法进行计算。 1-7、交于一结点的各杆端的力矩分配系数之和等于1。 1-8、结点不平衡力矩总等于附加刚臂上的约束力矩，可通过结点的力矩平衡条件求 出。 1-9、在力矩分配法中，相邻的结点和不相邻的结点都不能同时放松。
1-10、力矩分配法不需计算结点位移,直接对杆端弯矩进行计算。 二、单项选择题 2-1、等截面直杆的弯矩传递系数C与下列什么因素有关？ A 荷载 B 远端支承 C 材料的性质 D 线刚度I 2-2、传递弯矩M AB是 A 跨中荷载产生的固端弯矩 B A端转动时产生的A端弯矩 C A端转动时产生的B端弯矩 D B端转动时产生的A端弯矩 2-3、已知图示连续梁BC跨的弯矩图，则AB杆A端的弯矩= A 51.4kN.m B －51.4kN.m C 25.7kN.m D －25.7kN.m 2-4、图示杆件A端的转动刚度SAB= A 4i B 3i C i D 0 2-5、图示杆件A端的转动刚度SAB= A 4i B 3i C i D 0 2-6、图示连续梁，欲使A端发生单位转动，需在A端施加的力矩 A M AB=4i B M AB=3i C M AB=i D 3i 改善汽车空气动力学性能的措施浅析 汽车具有良好的空气动力学性能有利于提高汽车的动力性、燃油经济性，有利于改善汽车的操纵性和行驶的稳定性，进而提高汽车的安全性，有利于改善乘座舒适性。随着汽车设计制造技术的进步和对汽车性能的要求越来越高，汽车的空气动力学性能已成为汽车车身设计所必须考虑的重要内容。 车前部的影响 车头造型对空气动力学性能的影响因素很多，车头边角、车头形状、车头高度、发动机罩与前风窗造型、前凸起唇及前保险杠的形状与位置、进气口大小、格栅形状等。 车头边角主要是车头上缘边角和横向两侧边角，对于非流线形车头，存在一定程度的尖锐边角会产生有利于减少气动阻力的车头负压区；车头横向边角倒圆角，也有利于产生减小气动阻力的车头负压区，圆角与阻力的关系r／b=O.045就可以保持空气流动的连续；整体弧面车头比车头边角倒圆气动阻力小。车头头缘位置较低的下凸型车头气动阻力系数最小；但不是越低越好，因为低到一定程度后，车头阻力系数不再变化，车头头缘的最大离地间隙越小，则引起的气动升力越小，甚至可以产生负升力。增加下缘凸起唇后，气动阻力变小，减小的程度与唇的位置有关。 发动机罩与前风窗的设计可以改变再附着点的位置，从而影响气动特性(如图1）。发动机罩的纵向曲率越小(目前大多数采用的纵向曲率为0.02／m)，气动阻力越小；发动机罩的横向曲率也有利于减 小气动阻力。发动机罩有适当的斜度(与水平面的夹角)对降低气动阻力有利，但如果斜度进一步加大对降阻效果不明显。风窗玻璃纵向曲率越大越好，但不宜过大，否则导致视觉失真、刮雨器的刮扫效果变差；前风窗玻璃的横向曲率也有利于减小气动阻力；前风窗玻璃的斜度(与垂直面的夹角)小于30°时，降阻效果不明显，但过大的斜度，使视觉效果和舒适性降低；前风窗斜度等于48°时，发动机罩与前风窗凹处会出现一个明显的压力降，因而造型时应避免这个角度；前风挡玻璃的倾斜角度(与垂直面的夹角)越大，气动升力系数略有增加。发动机罩与前风窗的夹角与结合部位的细部结构对气流也有重要的影响。 汽车前端形状的对汽车的空气动力学性能也有重要的影响。前凸且高不仅会产生较大的空气阻力而且还将会在车头上部形成较大的局部 负升力区。具有较大倾斜角度的车头可以达到减小气动升力乃至产生负升力的效果。 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 第五章位移法和力矩分配法 一、判断题（“对”打√，“错”打） 1.位移法和力矩分配法只能用于求超静定结构的内力，不能用于求静定结构的内力。（） 2.用位移法求解图示结构基本未知量个数最少为 5。（） 3.对于图（a）所示结构，利用位移法求解时，采用图（b）所示的基本系是可以的。（） （a） (b) 4.图示两刚架仅在D点的约束不同，当用位移法求解时，若不计轴向变形则最少未知量数目不等，若计轴向变形则最少求知量数目相等。（） （a） (b) 5.图（a）所示结构的M图如图(b)所 示。 （） （a） (b) 6．某刚架用位移法求解时其基本系如图所示，则其MF图中各杆弯矩为0，所以有附加连杆约束力FR1F=0。 ( ) 7.图a结构用位移法计算的基本系如图b，则其2图如图c所示。（） (a) (b) (c) 8.图示连续梁在荷载作用下各结点转角的数值大小排序为 A>B>C> D. ( ) 9.图示两结构（EI均相同）中MA相 等。 （） （a） (b) 10.下列两结构中MA相 等。 （） （a） (b) 11.图示结构结点无水平位移且柱子无弯 矩。 （） 12.图示结构下列结论都是正确的： . ( ) 13.用位移法计算图示结构，取结点B的转角为未知量，则. ( ) 14.图a对称结构（各杆刚度均为EI）可以简化为图b结构（各杆刚度均为EI）计算。（） （a）(b) 15.图a对称结构可以简化为图b结构计算（各杆刚度不变）。（） （a）(b) 16.图a对称结构可以简化为图b结构计算。（） （a） (b) 17.图（a）所示对称结构，利用对称性简化可得计算简图，如图(b)所示。（） (a） (b) 18.图示结构中有c点水平位移和BE杆B点弯矩（） ?毛毳学号：110010156改善汽车空气动力学性能的措施浅析 汽车具有良好的空气动力学性能有利于提高汽车的动力性、燃油经济性，有利于改善汽车的操纵性和行驶的稳定性，进而提高汽车的安全性，有利于改善乘座舒适性。随着汽车设计制造技术的进步和对汽车性能的要求越来越高，汽车的空气动力学性能已成为汽车车身设计所必须考虑的重要内容。 车前部的影响 车头造型对空气动力学性能的影响因素很多，车头边角、车头形状、车头高度、发动机罩与前风窗造型、前凸起唇及前保险杠的形状与位置、进气口大小、格栅形状等。 车头边角主要是车头上缘边角和横向两侧边角，对于非流线形车头，存在一定程度的尖锐边角会产生有利于减少气动阻力的车头负压区；车头横向边角倒圆角，也有利于产生减小气动阻力的车头负压区, 圆角与阻力的关系r /b=O.045就可以保持空气流动的连续；整体弧面车头比车头边角倒圆气动阻力小。车头头缘位置较低的下凸型车头气动阻力系数最小；但不是越低越好，因为低到一定程度后，车头阻力系数不再变化，车头头缘的最大离地间隙越小，则引起的气动升力越小，甚至可以产生负升力。增加下缘凸起唇后，气动阻力变小，减小的程度与唇的位置有关。 发动机罩与前风窗的设计可以改变再附着点的位置，从而影响气动特性（如图1）。发动机罩的纵向曲率越小（目前大多数采用的纵向曲率为0.02 /m）,气动阻力越小；发动机罩的横向曲率也有利于减 小气动阻力。发动机罩有适当的斜度（与水平面的夹角）对降低气动阻力有利，但如果斜度进一步加大对降阻效果不明显。风窗玻璃纵向曲率越大越好，但不宜过大，否则导致视觉失真、刮雨器的刮扫效果变 差；前风窗玻璃的横向曲率也有利于减小气动阻力；前风窗玻璃的斜度（与垂直面的夹角）小于30。时，降阻效果不明显，但过大的斜度, 使视觉效果和舒适性降低；前风窗斜度等于48。时，发动机罩与前风窗凹处会出现一个明显的压力降，因而造型时应避免这个角度；前风挡玻璃的倾斜角度（与垂直面的夹角）越大，气动升力系数略有增加。发动机罩与前风窗的夹角与结合部位的细部结构对气流也有重要的影响。 汽车前端形状的对汽车的空气动力学性能也有重要的影响。前凸且高 不仅会产生较大的空气阻力而且还将会在车头上部形成较大的局部负升力区。具有较大倾斜角度的车头可以达到减小气动升力乃至产生负升力的效果。 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 飞行器空气动力学课程设计 技术报告 姓名： 学号： 南京航空航天大学 2013.1.18 目录 任务书 (3) 第一章全机升力特性的估算 (5) 1.1单独外露机翼升力特性 1.2单独全机翼升力特性 1.3全机升力特性 第二章全机阻力系数的估算 (16) 2.1全机零升阻力系数随M数的变化情况 2.2 全机诱导阻力系数随M数的变化情况 2.3 全机阻力系数随M数的变化情况 2.4 全机极曲线 第三章全机焦点及中心的纵向力矩系数的估算 (32) 3.1全机焦点随M数的变化情况 3.2 全机对重心的纵向力矩系数随M数的变化情况 第四章参考资料 (35) 附图 (36) 任务书 题目：A型机纵向气动特性的估算与分析 给定飞机（详见附图），无动力装置，全动水平尾翼。 飞机高度：H=10000米 飞行M数：0.3，0.6，0.8，0.94，1.0，1.02，1.10，1.40，1.60。 飞行迎角：0°，2°，3°，5°，7°。 舵面不偏转：δθ=δA=δB=0 试估算全机的升力特性，阻力特性和纵向力矩特性。 1.单独外露机翼升力系数C y翼（外），升力线斜率C y翼（外） α随M数变化曲线（以迎角为参数）； 2.单独全机翼升力线斜率C y全翼 α随M数变化曲线； 3.全机升力线斜率随M数变化曲线； 4.全机零升阻力系数C x 随M数变化曲线； 5.全机诱导阻力系数随M数变化曲线； 6.全机阻力系数随M数变化曲线； 7.全机极曲线； 8.全机焦点随M数变化曲线； 9.全机对重心的纵向力矩系数随M数的变化曲线； 机身（截尾）外形曲线 r 身 0=[1?(1? 2x ) 2 ] 3 4 式中r0=r m ax=0.794, l 身 =19.84。 原始几何数据： 一飞机重心 距机头顶点7.96（位于机身轴线上），长度以米为单位（面积为米2）。 剖面机翼双弧形平尾圆弧形立尾NACA0006 c?0.06 0.06 0.06 厚度位置x?c0.5 0.5 0.3 展弦比（全翼） 3.09 3.99 稍根比0.39 0.33 全翼面积38.81 7.74改善汽车空气动力性能的措施浅析(精)
飞机主要参数的选择(精)
结构力学_杨海霞_位移法和力矩分配法汇总
改善汽车空气动力性能的措施浅析(精)
常用的民航飞机及主要技术参数精编版
空气动力学-气动力性能估算讲解