飞机结构故障形式及其危害毕业设计
B737NG航线维护故障模式影响及危害性分析
1.故障模式影响及危害性分析 1.1.定义[1][2]故障模式影响分析（Failure mode and effects analysis ，FMEA ）是在产品设计过程中，分析系统中每一产品所有可能产生的故障模式及其对系统造成的所有可能影响，并按每一个故障模式的严重程度、检测难易程度以及发生频度予以分类的一种归纳分析方法；故障模式影响及危害性分析（Failure mode and effects and criticality analysis ，FMECA ）是故障模式影响分析和危害性分析（Criticality analysis ，CA ）的组合分析方法，分析产品中每一个可能的故障模式并确定其对产品所产生的影响，提出可能采取的预防改进措施，以提高产品可靠性的一种设计分析方法。
一般情况下，将FMEA 和FMECA 统称为“FMEA ”。
应用FMEA 法对民用飞机进行故障分析。
查清整机各故障部位、模式及原因的比率，从整体上掌握该型民用飞机的故障发生情况；找出对整机可靠性影响较大的故障模式；对发生故障频繁的部件或系统深入进行故障模式及原因分析，探寻可靠性改进设计的方向；通过危害度分析，摸清该型民用飞机的薄弱环节，为最终排除其故障提供依据。
1.2分析步骤[1]FMEA 的基本分析步骤如图1所示。
从图1可以看出，进行FMEA 分析最重要的是第5步，即进行危害性分析。
危害性分析的目的是按每一故障模式的危害度类别及故障模式的发生概率所产生的综合影响及其划分等分类，以便全面的评价各种可能出现的故障模式的影响。
1.3故障模式危害度[2]1）零部件故障模式危害度分析零部件i 以故障模式j 发生故障致使该零部件发生故障的危害度为ij CR ，其计算公式为i ij ij ij CR λβα⋅⋅= （1-1）在公式1-1中：ij α——零部件i 以故障模式j 引起该零部件故障的故障模式概率（频率比）ij β——零部件i 以故障模式j 发生故障造成该零部件损伤的概率称为丧失功能的条件概率。
关于飞机常见故障及维护流程 毕业指导
英文回答：Common aircraft malfunctions include engine failure， landing gear failure， hydraulic system failure， electrical system failure，etc。
In the case of engine failure， the Government has established a policy of periodic inspection of the extent of wear and tear of engine parts and the timely replacement of poorly functioning parts to ensure the proper operation of engines and to safeguard aviation safety。
In the case of landing gear failure，we insist on regular inspections of landing gear lubrication and on timely replacement of worn—outponents in order to maintain normal landing gear collections and ensure the safetyof aircraft landings and landings。
In the case of hydraulic system failure， the policy requires periodic inspection of the sealing and pressure of hydraulic fluids on hydraulic pipelines and repair of leaking or replacement of ageing hydraulic pipelines and seals to ensure the proper operation of the aircraft。
飞机起落架的故障与维护毕业设计论文
飞机起落架的故障与维护毕业设计论文西安航空职业技术学院毕业设计（论文）论文题目：飞机起落架的故障与维护所属系部：航空维修工程系西安航空职业技术学院毕业设计（论文）任务书题目：飞机起落架的故障与维护任务与要求：文章论述起落架的功用、结构、组成；主要论述起落架的常见故障分析、故障类型以及维护措施。
时间： 2012 年 09月 20 日至 2011 年 11月 19日共 8 周所属系部：航空维修工程系学生姓名：蔡兵学号： 10504627专业：航空机电设备维修指导单位或教研室：西安航空职业技术学院指导教师：石日昕职称：高级工程师西安航空职业技术学院制2012年 9 月 28 日毕业设计(论文)进度计划表日期工作内容执行情况指导教师签字2012年9月21日至9月23日学生和指导教师联系，明确毕业设计要求2012年9月24日至10月8日1 收集资料，阅读文献2．完成毕业设计开题报告2012年10月9日至10月22日学生继续阅读文献，收集毕业论文资料并把收集到的有用资料电子化2012年10月23日至11月5日完成毕业论文初稿2012年11月6日至11月19日1. 学生完成毕业论文正式稿2. 提交装订好的毕业设计论文打印稿2012年11月20日后准备毕业答辩教师对进度计划实施情况总评签名年月日本表作评定学生平时成绩的依据之一。
飞机起落架常见故障与维修【摘要】起落架是飞机的重要组成部分，飞机的停放、起飞着陆主要是由起落架来完成的。
所以起落架的工作性能直接影响了飞机的安全性和机动性。
飞机起落架故障很多，本文主要针对歼七和波音737飞机的一些故障加以分析。
主要阐述了歼七飞机起落架收放系统典型故障分析和波音737飞机常见故障分析。
重点讲述了歼七飞机前起落架自动收起故障和波音737飞机起落架位置指示，影响警告异常故障，起落架控制手柄异常引发的故障，E11起落架逻辑架故障，起落架机器原因引发的故障。
通过对军用歼七飞机以及民用波音737飞机起落架故障的分析，全面了解军民用飞机起落架常见故障及检查方法。
某型飞机机翼常见故障及维修方案设计毕业论文
目录摘要 (1)1飞机的概述 (2)2机翼部件介绍 (3)2.1翼刀 (3)2.2前缘缺口 (3)2.3前缘锯齿 (3)2.4纵向骨架 (3)2.5横向骨架 (4)3飞机翼梁的结构 (5)3.1翼梁的结构组成 (5)3.1.1翼梁缘条 (6)3.1.2翼梁腹板 (6)3.2机翼翼梁承受的疲劳载荷 (6)3.3翼梁的受载特点 (7)3.4翼梁的布置 (8)4飞机机翼翼粱故障诊断 (9)4.1超声波探伤 (9)42超声波探伤设备 (9)4.3超声波探伤的工作原理 (10)4.4超声波探伤主要特性 (10)4.5超声波探伤作用 (10)4.6超声波常见探头型号 (11)5飞机机翼翼粱故障分析 (13)5.1疲劳破坏的内因 (13)5.2疲劳破坏的外因 (13)5.3飞机机翼服役环境 (13)6飞机机翼翼粱的故障修理 (14)6.1翼梁缘条的修理 (14)6.1.1翼梁缘条的贴补修理 (14)6.1.2翼梁缘条缺口的修理 (15)6.1.3翼梁缘条裂纹的修理 (16)6.1.4翼梁缘条断裂的修理 (17)6.2切割和接补 (18)6.2.1损伤部位的切割 (18)622接补型材的选择 (18)6.2.3接补型材的安装 (19)6.2.4钻孔钏接 (21)6.2.5翼梁缘条的胶粘 (21)6.3胶粘剂的基本性能 (21)6.4翼梁缘条维修工艺步骤 (22)6.5翼梁腹板的修理 (23)6.5.1翼梁腹板裂纹的修理 (23)6.5.2翼梁腹板破孔的修理 (24)6.6翼梁腹板切割的修理 (26)6.7翼梁腹板维修工艺步骤 (27)7维修后的检测 (28)参考文献 (29)摘要文主要阐述了飞机机翼的组成结构及维修方案。
由于机翼是由蒙皮，长桁，翼梁，翼肋等构件组成，并在机翼中所发挥着独特的作用，所以我们对机翼上的蒙皮，长桁，翼梁，翼肋应该不只要明白它的结构和布置，还应该清楚它们的维修方法，从而在机翼出现故障后，能按照适当的修理方法，准确无误地对机翼结构进行修理，以保证机翼能在飞机上发挥其应有的独特性能。
某民航飞机收放系统故障模式影响及危害性分析
某民航飞机收放系统故障模式影响及危害性分析民航飞机收放系统是指控制飞机机翼和尾部舵面收放的系统，是飞机的重要部件之一。
一旦该系统出现故障，会对飞机的飞行安全造成严重影响。
本文将对某民航飞机收放系统故障模式的影响及危害性进行分析。
1.故障模式（1）负载过大故障：指系统在工作过程中，机翼或尾翼舵面的电动机承受的负载过大，系统无法正常工作的故障。
这种故障会导致机翼或尾翼舵面无法完成相应的抬升或下降操作，影响飞机的平稳飞行。
（2）电缆断线故障：指由于机翼或尾翼舵面电缆与飞机机身连接处的磨损或者老化等原因，导致电缆损坏，从而导致系统无法工作。
这种故障会导致机翼或尾翼舵面的操作受到限制，影响飞机的飞行稳定性。
（3）飞行控制计算机故障：指飞机的主控制系统出现故障，使得收放系统无法正常工作。
这种故障不仅会影响飞机的稳定性和安全性，还可能对全机的性能造成巨大的影响。
2.危害分析（1）飞行不稳定：如果机翼或尾翼舵面无法正常收放，飞机的倾斜和起降位置就无法得到有效控制。
这将导致飞机的飞行失稳，极大地增加了飞行事故的风险。
（2）折损或失速：如果机翼或尾翼舵面发生故障，会导致机翼或尾部产生过大的载荷，从而导致飞机折损或失速。
这种情况发生时，飞机将发生不可逆转的坠毁。
（3）无法起降：如果飞机处于起降阶段，而机翼或尾翼舵面出现故障，将对飞机起降造成巨大影响。
如果出现严重故障，将导致飞机无法正常起降，增加了飞行事故的风险。
综上所述，民航飞机收放系统是飞机的重要组成部分，一旦出现故障，将对飞机的飞行安全造成巨大影响。
因此，在飞行前必须进行系统和设备的全面检查和维护，确保飞机的安全性能。
飞机副翼操纵系统故障及维修方案设计毕业设计论文
摘要.......................................................................... 1 1副翼的结构.................................................................... 2
3
力传感器来传动的。控制鼓轮与左机身钢索相连，向后传动主轮舱内的扇形摇臂组件。 公共鼓轮通过钢索与右驾驶杆公共鼓轮相连，使机长（左）驾驶盘和副驾驶（右）驾驶 盘同步转动，共同操纵。力传感器系一电动机构，在自动驾驶仪处于接通状态时，提供 和驾驶盘力成比例的操纵信号。机械制动装置，当力传感器固定点失效时，保证向舵面 提供操纵输入信号。安装在副翼控制鼓轮底部的是副翼力限制器，目的是为了限制自动 驾驶仪的最大操纵力距，限制自动驾驶仪的急剧偏转。在横向控制飞机时，左右转动驾 驶盘，通过伞形齿轮使驾驶杆内的一根轴转动，该轴通过叶片型万向接头使公共鼓轮转 动，再通过曲柄和力传感器传递到控制鼓轮，传动左机身钢索向后至扇形摇臂组件，传 到动力操纵机构。
图1.1飞机副翼示意图 当操纵副翼时，由于是左右副翼差动，即一边的副翼向上运动，另一边的副 翼向下运动，导致机翼两端的升力发生了变化，产生了压力差，副翼升起的一端 的升力小于副翼降下的一端的升力，这样，就提供了飞机左右横滚的动力了。 在现代飞机上，左右副翼实现了混控功能，不再单一的进行差动运动，可以 差动，也可以同上同下，还可以同上同下但两边的摆动角度不一样，这样，在一 些特殊的情况下，机翼的副翼就可以实现像水平尾翼的升降舵的功能；有时还提 供襟翼功能，增大升力。 在模型里，模型直升机也是有副翼的，功能比较复杂，不再详述。但是随着 趋势的发展，无副翼直升机模型将渐渐取代有副翼直升机模型，一切特技动作将 通过主旋翼的混控与尾旋翼的配合实现。
毕业论文-某型直升机传动系统结构与故障分析
北京航空航天大学毕业论文题目：某型直升机传动系统结构与故障分析系部：**************专业：*******************姓名：88888班级：****学号：指导老师：***2013年4月9日直升机发动机驱动旋翼提供升力，把直升机举托在空中，主发动机同时也输出动力至尾部的小螺旋桨，机载陀螺仪能侦测直升机回转角度并反馈至小螺旋桨，通过调整小螺旋桨的螺距可以抵消大螺旋桨产生的不同转速下的反作用力。
直升机主要由机体、动力、传动三大系统以及机载飞行设备等组成。
旋翼一般由涡轮轴发动机或活塞式发动机通过由传动轴及减速器等组成的机械传动系统来驱动，也可由桨尖喷气产生的反作用力来驱动。
目前实际应用的是机械驱动式的单旋翼直升机及双旋翼直升机，其中又以单旋翼直升机数量最多。
直升机的最大速度可达300km/h以上，俯冲极限速度近400km/h，使用升限可达6000米(世界纪录为12450m)，一般航程可达600～800km左右。
携带机内、外副油箱转场航程可达2000km以上。
根据不同的需要直升机有不同的起飞重量。
当前世界上投入使用的重型直升机最大的是俄罗斯的米-26(最大起飞重量达56t，有效载荷20t)。
直升机的突出特点是可以做低空(离地面数米)、低速(从悬停开始)和机头方向不变的机动飞行，特别是可在小面积场地垂直起降。
由于这些特点使其具有广阔的用途及发展前景。
在军用方面已广泛应用于对地攻击、机降登陆、武器运送、后勤支援、战场救护、侦察巡逻、指挥控制、通信联络、反潜扫雷、电子对抗等。
在民用方面应用于短途运输、医疗救护、救灾救生、紧急营救、吊装设备、地质勘探、护林灭火、空中摄影等。
海上油井与基地间的人员及物资运输是民用的一个重要方面。
目前直升机相对飞机而言，振动和噪声水平较高、维护检修工作量较大、使用成本较高，速度较低，航程较短。
直升机今后的发展方向就是在这些方面加以改进。
这篇文章介绍了某型直升机的传动系统的结构、特点、故障分析及相关零部组件的装配。
毕业设计-飞机机翼翼梁的结构分析和修理
目录1 引言 (3)2 飞机翼梁的结构分析 (3)2.1 翼梁的结构组成 (3)2.1.1 翼梁缘条 (4)2.1.2 翼梁腹板 (4)2.2 翼梁的受载特点 (5)2.3 翼梁的布置 (6)3 故障诊断 (6)3.1 超声波探伤 (6)3.1.1 超声波探伤设备 (7)3.1.2超声波探伤的工作原理 (7)4 故障修理 (8)4.1 翼梁缘条的修理 (8)4.1.1 缺口的修理 (8)4.1.2 裂纹的修理 (9)4.1.3 断裂的修理 (10)4.2 翼梁腹板的修理 (13)4.2.1 裂纹的修理 (13)4.2.2 破孔的修理 (14)4.2.3 切割的修理 (15)5 校核强度 (16)5.1 梁缘条修理时的强度计算 (16)5.2 腹板修理时的强度计算 (19)结束语 (20)参考文献 (21)飞机机翼翼梁的结构分析和修理【摘要】本论文主要阐述了飞机翼梁的组成结构及修理方法，其中还包括翼梁的受载特点、翼梁的布置，超声波无损探伤所需设备与工作原理以及校核强度。
从而在翼梁出现故障后，能按照适当的修理方法，准确无误地对结构进行修理，以保证翼梁能在飞机上发挥其应有的独特性能。
关键词翼梁维修超声波铆接【Abstract】This paper describes the main beam of the structure of the aircraft wing and repair methods, which also includes wing loaded beam characteristics, spar layout, ultrasonic nondestructive testing equipment and the necessary works, as well as checking intensity. Thus spar failure after the repair methods in accordance with appropriate, accurate structural repairs to ensure that the aircraft wing beams can play a unique performance of its due.Keywords Spar Maintenance Ultrasound Riveting1引言与漫长的人类文明史相比，200余年的航空发展史只能算是历史长河中短暂的一瞬。
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目录第1章总论1.1 历史回顾与认识1.2 飞机结构故障形式及其危害1.3 故障成因分析方法1.4 故障治理方法1.5 值得反思地问题第2章复合材料调节板前缘断裂故障分析及设计改进2.1 引论2.2 复合材料调节板前缘结构失效分析2.3 调节板前缘结构设计改进2.4 调节板前结构改进实施效果2.5 经验教训第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理3.1 引论3.2 减速板失效分析3.3 后减速板结构设计改进3.4 后减速板改进地实施效果3.5 经验教训第4章歼8飞机第42框腐蚀损伤与综合治理4.1 引论4.2 第42框下半框腐蚀开裂失效分析4.3 第42框下半框腐蚀故障修理4.4 下半框补强修理、改进设计地效果4.5 经验与教训第5章歼8飞机腹鳍结构故障分析与治理第6章歼8飞机后机身尾尖结构故障综合治理第7章准全尺寸疲劳试验翼身组合体翼根结构设计改进第8章平尾静力试验断裂失效与设计改进第9章歼8飞机机翼第2梁腐蚀失效分析与修理第10章歼8飞机机翼第1梁片耳片应力腐蚀控制第11章歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析及处理第12章歼8飞机空速管断裂与前轮摆振故障治理简介歼八类型飞机是上世纪70年代是由中国沈阳飞机研究所和沈阳飞机制造公司研制和生产地高空高速战斗机,属于第二代战斗机,也被称为世界上最后一种第二代战斗机.相继研制出歼8白天型,全天型,歼8Ⅱ.特别是在歼8白天型飞机基础上研制出了歼8Ⅱ型飞机,歼8Ⅱ型飞机适用于国土防空作战,歼8Ⅱ型飞机现成为中国国土防空地主战机型.矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。
歼-8地发展重点是武器系统、火控系统、机载电子设备和动力装置.为给大口径雷达天线提供空间,采用两侧进气方式,这也是该机与歼-8最大地外观区别.聞創沟燴鐺險爱氇谴净。
歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机,单台推力6600千克.发动机推力地提高,可提高飞机地中低空机动性,也使起飞着陆性能得到改善；外挂增加至七个,可悬挂多种武器或副油箱,使飞机具有全天候拦截能力并兼有对地攻击能力,并装备了雷达制此外,沈飞在歼-8Ⅱ基础上又先后开发出歼-8IIM、歼-8III、歼-8D、歼-8F、歼-8T等改进型号,比2006年9月22日,中国航空工业第一集团委托中国飞行实验研究院无偿捐赠给南昌航空大学一架歼8Ⅱ飞机.2010年11月4日,中航工业沈阳飞机工业（集团）有限公司无偿捐赠给沈阳航空航天大学.以用于航空教学,营造航空文化,激励师生“航空报国,献身国防”事业.原型地技术水平有了大幅度地飞跃,主要改进方面包括火力控制系统、动力装置以及配套机载设备等.1.2 飞机结构故障形式及其危害结构故障是飞机研制和使用过程中所暴露地主要故障形式之一,严重地结构故障会影响飞机研制进程或飞机地正常使用.本书针对我国自行研制地歼击机所暴露地11种重大结构故障,用现代飞机结构技术,深入分析了故障或失效机理,论述了设计改进依据,通过实施效果评价,提炼出值得借鉴地经验教训,依据充分、内容翔实、分析结论合理可信,具有很强地针对性和典型性,工程实用性强,对现役飞机改进、新机研制、提高结构设计水平具有重要指导意义和重要参考价值.一、飞行地主要组成部分及功用到目前为止,除了少数特殊形式地飞机外,大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成：1. 机翼——机翼地主要功用是产生升力,以支持飞机在空中飞行,同时也起到一定地稳定和操作作用.在机翼上一般安装有副翼和襟翼,操纵副翼可使飞机滚转,放下襟翼可使升力增大.机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等.不同用途地飞机其机翼形状、大小也各有不同. 2. 机身——机身地主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备,将飞机地其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体.3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼.水平尾翼由固定地水平安定面和可动地升降舵组成,有地高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾.垂直尾翼包括固定地垂直安定面和可动地方向舵.尾翼地作用是操纵飞机俯仰和偏转,保证飞机能平稳飞行.4.起落装置——飞机地起落架大都由减震支柱和机轮组成,作用是起飞、着陆滑跑,地面滑行和停放时支撑飞机.5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力,使飞机前进.其次还可为飞机上地其他用电设备提供电源等.现在飞机动力装置应用较广泛地有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机.除了发动机本身,动力装置还包括一系列保证发动机正常工作地系统.飞机上除了这五个主要部分外,根据飞机操作和执行任务地需要,还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备.二、飞机地升力和阻力飞机是重于空气地飞行器,当飞机飞行在空中,就会产生作用于飞机地空气动力,飞机就是靠空气动力升空飞行地.在了解飞机升力和阻力地产生之前,我们还要认识空气流动地特性,即空气流动地基本规律.流动地空气就是气流,一种流体,这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理：流体地连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等地管道时,由于管道中任何一部分地流体都不能中断或挤压起来,因此在同一时间内,流进任一切面地流体地质量和从另一切面流出地流体质量是相等地.连续性定理阐述了流体在流动中流速和管道切面之间地关系.流体在流动中,不仅流速和管道切面相互联系,而且流速和压力之间也相互联系.伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间地关系. 伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时,流速大地地方压力小,流速小地地方压力大.飞机地升力绝大部分是由机翼产生,尾翼通常产生负升力,飞机其他部分产生地升力很小,一般不考虑.从上图我们可以看到：空气流到机翼前缘,分成上、下两股气流,分别沿机翼上、下表面流过,在机翼后缘重新汇合向后流去.机翼上表面比较凸出,流管较细,说明流速加快,压力降低.而机翼下表面,气流受阻挡作用,流管变粗,流速减慢,压力增大.这里我们就引用到了上述两个定理.于是机翼上、下表面出现了压力差,垂直于相对气流方向地压力差地总和就是机翼地升力.这样重于空气地飞机借助机翼上获得地升力克服自身因地球引力形成地重力,从而翱翔在蓝天上了.机翼升力地产生主要靠上表面吸力地作用,而不是靠下表面正压力地作用,一般机翼上表面形成地吸力占总升力地60-80%左右,下表面地正压形成地升力只占总升力地20-40%左右.飞机飞行在空气中会有各种阻力,阻力是与飞机运动方向相反地空气动力,它阻碍飞机地前进,这里我们也需要对它有所了解.按阻力产生地原因可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力.1.摩擦阻力——空气地物理特性之一就是粘性.当空气流过飞机表面时,由于粘性,空气同飞机表面发生摩擦,产生一个阻止飞机前进地力,这个力就是摩擦阻力.摩擦阻力地大小,决定于空气地粘性,飞机地表面状况,以及同空气相接触地飞机表面积.空气粘性越大、飞机表面越粗糙、飞机表面积越大,摩擦阻力就越大.2.压差阻力——人在逆风中行走,会感到阻力地作用,这就是一种压差阻力.这种由前后压力差形成地阻力叫压差阻力.飞机地机身、尾翼等部件都会产生压差阻力.3.诱导阻力——升力产生地同时还对飞机附加了一种阻力.这种因产生升力而诱导出来地阻力称为诱导阻力,是飞机为产生升力而付出地一种“代价”.其产生地过程较复杂这里就不在详诉.4.干扰阻力——它是飞机各部分之间因气流相互干扰而产生地一种额外阻力.这种阻力容易产生在机身和机翼、机身和尾翼、机翼和发动机短舱、机翼和副油箱之间.以上四种阻力是对低速飞机而言,至于高速飞机,除了也有这些阻力外,还会产生波阻等其他阻力.三、影响升力和阻力地因素升力和阻力是飞机在空气之间地相对运动中（相对气流）中产生地.影响升力和阻力地基本因素有：机翼在气流中地相对位置（迎角）、气流地速度和空气密度以及飞机本身地特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼面积、是否使用襟翼和前缘翼缝是否张开等）.1.迎角对升力和阻力地影响——相对气流方向与翼弦所夹地角度叫迎角.在飞行速度等其它条件相同地情况下,得到最大升力地迎角,叫做临界迎角.在小于临界迎角范围内增大迎角,升力增大：超过临界临界迎角后,再增大迎角,升力反而减小.迎角增大,阻力也越大,迎角越大,阻力增加越多：超过临界迎角,阻力急剧增大.2.飞行速度和空气密度对升力阻力地影响——飞行速度越大升力、阻力越大.升力、阻力与飞行速度地平方成正比例,即速度增大到原来地两倍,升力和阻力增大到原来地四倍：速度增大到原来地三倍,胜利和阻力也会增大到原来地九倍.空气密度大,空气动力大,升力和阻力自然也大.空气密度增大为原来地两倍,升力和阻力也增大为原来地两倍,即升力和阻力与空气密度成正比例.3,机翼面积,形状和表面质量对升力、阻力地影响——机翼面积大,升力大,阻力也大.升力和阻力都与机翼面积地大小成正比例.机翼形状对升力、阻力有很大影响,从机翼切面形状地相对厚度、最大厚度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝地位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大.还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响,飞机表面相对光滑,阻力相对也会较小,反之则大.第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理减速板（又称阻力板）是飞机上用于增加气动阻力以减低飞行速度地可操纵面,不用时收入机身内,再闭合位置上紧贴飞机机体,其外表面是飞机流线型地一部分．当需要增加阻力时,有冷气或液压作动筒使减速板开起一定地角度,通过增加飞机地迎风面积并破坏飞机气动外形,因而大大增加飞行阻力,使飞机骤然减速.......减速板面积有限,在着陆滑跑中减速作用不大,但飞机飞行时却是飞机机动地重要操纵面.......歼8飞机共有4块减速板,其中前减速板和后减速板各2块.前减速板位于机身第20-25框间地侧下部,左右各1块,后减速板位于机身第38-42框段侧下部,左右各1块.......经验教训：1.飞机减速板布置应考虑对其正后方部件地激振影响限于设计年代和设计经验,歼8飞机减速板布置时,未能充分考虑减速板打开所产生地不稳定气流对于正后方部件地激振作用,其结果是前减速板对后减速板产生强烈激振作用,后减速板对腹鳍产生激振作用,最终导致这些部件频繁出现结构故障.同样局限于设计经验和机理认识,再处理这些故障时,往往采用简单地处理方式,甚至用静强度理论去处理所有结构故障,结果导致故障持续多年无法得到妥善解决.因此,在减速板布置时,既要兼顾飞机总体布置要求,又要重点考虑减速板打开后是否对其正后方部件产生激振作用,防止将矛盾延伸到飞机使用阶段.在处理结构故障时,首先甄别故障类别,这样才能有地放矢,切忌滥用静强度理论“包打天下”.2.结构故障处理应遵循改善自身结构设计和改善载荷环境相结合地原则,即“标本兼治”飞机结构故障地产生存在着“主观”和“客观”两个方面原因.在“主观”方面,要深入研究结构设计选型、选材、传力、工艺质量是否合理,是否能够抗疲劳、抗腐蚀、抗振动.在“客观”方面,要深入研究诱发结构故障地载荷与环境.主观、客观两个方面统筹考虑,才能正确分析或判断故障产生地机理,才能有地放矢,做到“标本兼治”.3.结构设计所需要地载荷环境信息要准确、全面歼8飞机后减速板结构故障持续多年,经反复治理和攻关,才弄清是由于前减速板地激振作用以及后减速板在自身循环载荷和腐蚀环境地共同作用下发生疲劳破坏.通过开孔加型材,不仅能弱化气流激励、防止气流分离而降低激振幅值,而且降低了循环应力水平,进而延长了后减速板地寿命.限于歼8飞机地设计年代,后减速板结构仅仅按静强度设计,对振动和疲劳并未作全面考虑,因此导致故障持续多年而又无法顺利发现“症结”之所在.故结构设计所需要地载荷、环境信息应全面并在此基础上力求准确.。