北航飞机总体设计第2次作业
北航飞机总体设计个人总结报告
飞机总体设计DT03先进舰载战斗机设计方案个人总结报告院（系）名称：航空科学与工程学院专业名称：飞行器设计与工程组号：DT03学号：11051136姓名：姜南2014年6月目录一、个人工作概述 (2)二、SRR阶段主要工作 (3)三、SDR阶段主要工作 (4)四、CoDR阶段主要工作 (5)五、感想与建议 (7)一、个人工作概述历时一个学期的飞机总体设计课程就要结束了，从SRR到SDR再到最后的CoDR，我们DT03小组做了很多工作。
在整个过程中，小组内的每个人都付出了很多，也收获了很多。
正是由于全组人员的共同努力以及团队协作，我们小组才能完成最后的成果展示。
就我个人而言，由于我个人在软件应用方面不太熟练，我主要负责与软件应用关系不大的其他方面的任务。
具体来讲，在SRR阶段，我主要通过查阅资料、分析对比，进行相关竞争方案的对比与分析；在SDR阶段，我主要负责各系统部件的质量分配以及质心初估等方面的工作；在CoDR阶段，我主要负责方案对比分析与评估，分析本方案的经济性与环保性特点，进行竞争优势分析。
同时，在各个阶段，我还协助组员做了不少其他工作。
例如，在SRR阶段，参与两种方案设计的讨论及确定，协助洪阳、张润森进行初估重量、选择推重比、发动机等工作，协助赵梦如进行任务陈述和市场需求分析，协助组长王翔宇进行SRR报告的整理与排版等；在SDR阶段，在完成自己工作的基础上，协助王怀涛完成气动性能校核等。
此外，我还负责网页项目的信息及管理工作等。
总之，在整个过程中，我们每个人都付出了很多，在完成了自己部分的任务后，都主动协助其他组员完成工作任务，相互协助、相互支持、相互促进，为了共同的目标而尽心尽力。
下面，我对自己在SRR、SDR、CoDR三个阶段中具体完成的主要工作进行介绍，具体如下。
二、SRR阶段主要工作在SRR阶段，在组长的安排下，我主要负责通过查阅资料、分析对比，进行现有相关竞争方案的对比与分析。
北航最优化方法大作业参考
1 流量工程问题1.1 问题重述定义一个有向网络G=(N,E)，其中N是节点集，E是弧集。
令A是网络G的点弧关联矩阵，即N×E阶矩阵，且第l列与弧里(I,j)对应，仅第i行元素为1，第j行元素为-1，其余元素为0。
再令b m=(b m1,…,b mN)T，f m=(f m1,…,f mE)T，则可将等式约束表示成：Af m=b m本算例为一经典TE算例。
算例网络有7个节点和13条弧，每条弧的容量是5个单位。
此外有四个需求量均为4个单位的源一目的对，具体的源节点、目的节点信息如图所示。
这里为了简单，省区了未用到的弧。
此外，弧上的数字表示弧的编号。
此时，c=((5,5…,5)1 )T，×13)。
根据上述四个约束条件，分别求得四个情况下的最优决策变量x=((x12,x13,…,x75)1×13图 1 网络拓扑和流量需求1.2 7节点算例求解1.2.1 算例1（b1=[4;-4;0;0;0;0;0]T）转化为线性规划问题：Minimize c T x1Subject to Ax1=b1x1>=0利用Matlab编写对偶单纯形法程序，可求得:最优解为x1*=[4 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0]T对应的最优值c T x1=201.2.2 算例2（b2=[4;0;-4;0;0;0;0]T）Minimize c T x2Subject to Ax2=b2X2>=0利用Matlab编写对偶单纯形法程序，可求得:最优解为x2*=[0 4 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0 0]T对应的最优值c T x2=201.2.3 算例3（b3=[0;-4;4;0;0;0;0]T）Minimize c T x3Subject to Ax3=b3X3>=0利用Matlab编写对偶单纯形法程序，可求得:最优解为x3*=[4 0 0 0 4 0 0 0 0 0 0 0 0]T对应的最优值c T x3=401.2.4 算例4（b4=[4;0;0;0;0;0;-4]T）Minimize c T x4Subject to Ax4=b4X4>=0利用Matlab编写对偶单纯形法程序，可求得:最优解为x4*=[4 0 0 4 0 0 0 0 0 4 0 0 0]T对应的最优值c T x4=601.3 计算结果及结果说明1.3.1 算例1（b1=[4;-4;0;0;0;0;0]T）算例1中，由b1可知，节点2为需求节点，节点1为供给节点，由节点1将信息传输至节点2的最短路径为弧1。
北航宇航学院飞设实验报告
飞行器设计工程实验报告——圆柱壳体结构有限元分析ZY1315228 张晶1.圆柱加筋壳体结构有限元分析介绍圆柱加筋壳结构如图1所示，一端固定，表面有分布载荷。
结构、材料特性、约束与载荷的具体形式将在后面给出。
试用MSC.Patran/Nastran 建立圆柱加筋壳的有限元模型并计算它的位移与应力。
图 1 圆柱加筋壳结构2.模型描述2.1 结构1）壳圆柱壳半径为()23100.50.53R m m -=⨯+=，长为6L m =。
它由两部分组成，一部分是复合材料结构，从固定端到中部，长3m ，厚6.2mm ；另一部分是金属材料结构，从中部到自由端，长3m，厚2mm。
2）加筋梁有纵向加筋与环向加筋，沿壳分布如图2所示，均为金属材料。
图 2 圆柱壳上加筋梁分布纵向加筋共八条沿周向对称分布如图3所示，截面形状为L型，具体尺寸与指向如图4所示。
图 3 周向对称分别L型梁R=0.53m 图 4 L型梁截面尺寸w=h=10mm t=3mm 环向加筋共3条，分别位于壳的两端与中部，截面形状为矩形，具体尺寸如图5所示。
图 5 矩形梁截面尺寸 w=h=10mm2.2 材料1）金属材料即copper ，()21.011/E e N m =+，0.33υ=。
2）复合材料面板(facesheet)：()211 1.011/E e N m =+，()222 1.010/E e N m =+，()212 1.510/G e N m =+，120.1υ=。
芯(core)：()211100/E N m =，()222100/E N m =，()21250/G N m =，()213 1.06/G e N m =+，()223 1.06/G e N m =+，120.3υ=。
层合板：由面板和芯组成，具体铺层形式和方向如图6所示。
其中每层面板厚0.3mm ，芯厚5mm 。
45º45º-45º-45º0ºfacesheetcore图 6 复合材料铺层2.3 约束与载荷圆柱壳一端固定，如图7所示。
北京航空航天大学飞机总体设计期末试卷1答案
北京航空航天大学飞机总体设计期末试卷1参考答案一、填空题………………………………………………………(每空0.5分，共15分)1. 按照三个主要阶段的划分方式，飞机设计包括概念设计， 初步设计， 详细设计； 其中第一个阶段的英文名称为Conceptual Design。
2. 飞机的主要总体设计参数是设计起飞重量, 动力装置海平面静推力, 机翼面积.相对参数是推重比,翼载荷.3. 在机翼和机身的各种相对位置中，二者之间的气动干扰以中单翼的气动干扰最小，从结构布置的情况看上单翼，下单翼的中翼段比较容易布置。
4. 对于鸭式飞机而言,机翼的迎角应小于前翼的迎角。
5. 机翼的主要平面形状参数中的组合参数为展弦比， 根梢比（或尖削比、梯形比)。
6. 假设某型战斗机的巡航马赫数为1.3，若使其在巡航时处于亚音速前缘状态，则机翼前缘后掠角的范围应为大于39.7°。
7. 武器的外挂方式包括（列举4种）__________，___________，____________，____________。
答案：机身外挂、机翼外挂、翼尖悬挂、保形运载、半埋式安装中任意4种。
8. 根据衡量进气道工作效率的重要参数，一个设计良好的进气道应当总压恢复高, 出口畸变小， 阻力低，工作稳定。
9. 布置前三点式起落架时应考虑的主要几何参数包括擦地角，防倒立角，防侧翻角，前主轮距，主轮距，停机角。
二、简答题:………………………………………………………………………( 65分)1. 飞机总体设计有什么主要特点（需简要阐述）？ 6分答：1）科学性与创造性飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以有多种可行的设计方案，即总体设计没有“标准答案”。
2）飞机设计是反复循环迭代的过程。
3) 高度的综合性：飞机设计需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调。
(完整)北航惯性导航作业二.
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惯性导航作业一、数据说明：1：惯导系统为指北方位的捷连系统.初始经度为116。
344695283度、纬度为39.975172度,高度h为30米。
初速度v0=［—9。
993908270;0.000000000；0.348994967］。
2：jlfw中为600秒的数据，陀螺仪和加速度计采样周期分别为为1/100秒和1/100秒。
3：初始姿态角为［2 1 90］（俯仰，横滚，航向,单位为度)，jlfw。
mat中保存的为比力信息f_INSc(单位m/s^2)、陀螺仪角速率信息wib_INSc(单位rad/s)，排列顺序为一～三行分别为X、Y、Z向信息.4：航向角以逆时针为正.5：地球椭球长半径re=6378245;地球自转角速度wie=7。
292115147e-5;重力加速度g=g0*（1+gk1＊c33^2)＊（1-2*h/re)/sqrt(1—gk2*c33^2）;g0=9.7803267714；gk1=0。
00193185138639；gk2=0。
00669437999013；c33=sin（lat纬度）;二、作业要求：1:可使用 MATLAB语言编程，用MATLAB编程时可使用如下形式的语句读取数据：load D:\..。
文件路径。
.\jlfw,便可得到比力信息和陀螺仪角速率信息。
用角增量法。
2:（1) 以系统经度为横轴,纬度为纵轴（单位均要转换为：度）做出系统位置曲线图；（2）做出系统东向速度和北向速度随时间变化曲线图（速度单位:m/s，时间单位:s)；(3) 分别做出系统姿态角随时间变化曲线图（俯仰，横滚,航向,单位转换为：度，时间单位：s)；以上结果均要附在作业报告中.3：在作业报告中要写出“程序流程图、现阶段学习小结”,写明联系方式。
飞机总体设计大作业
飞机设计要求喷气支线飞机有效载荷：70人，75kg/人,每人行李重20kg巡航速：0.7Ma最大飞行高度：10000m航程：2300km待机时间：45分钟爬升率：0~10000m<25分钟起飞距离：1600m接地速度<220km/h一、相近飞机资料收集：二、飞机构型设计正常式布局：技术成熟，所积累资料丰富T型尾翼：避开发动机喷流的不利干扰，但重量较重机身尾部单垂尾后掠翼：巡航马赫数0.7,后掠翼能有效提高临界马赫数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻下单翼 ：气动干扰经整流后可明显降低，结构布置容易，避免由于机翼离地太高而出现的问题-发动机数目和安装位置：双发短舱式进气、尾吊布局，可以保持机翼外形的干净，流过机翼的气流免受干扰。
-起落架的型式和收放位置 ：前三点 可以显著提高飞机的着陆速度，具有滑跑稳定性，飞行员视界要求易于满足，可以强烈刹车，有利于减小滑跑距离。
安装于机身三、确定主要参数重量的预估1．根据设计要求：–航程:Range ＝2800nm=5185.6km –巡航速度:0.8M–巡航高度:35000 ft=10675m ；声速:a=576.4kts=296.5m/s2．预估数据（参考统计数据）–耗油率C ＝0.6lb/hr/lb=0.0612kg/(h·N)（涵道比为5） –升阻比L/D ＝143．根据Breguet 航程方程：⎪⎭⎫⎝⎛⎪⎭⎫ ⎝⎛=D L M C a R a n g e W W f i n a l i n i t i a l )l n (代入数据：Range = 1242nm ；a = 581 Knots (巡航高度35000ft) C = 0.5lb/hr/lb (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得：115.1=finalinitialW W103.0tocruisefuel finalto cruise of end to cruise fuel =-=-=W W W W W W W4．燃油系数的计算飞行任务剖面图1 Engine Start and Warmup 001.0/to F1=W W2 Taxi out 001.0/to F2=W W3 Take off 002.0/to F3=W W4 Climb 016.0/to F4=W W5 Cruise 187.0/to F5=W W6 Descent000.0/to F6=W W 7 Landing and Taxi in 003.0/to F7=W W 8Reserve Fuel049.0/to F8=W W总的燃油系数：175.0049.0003.0000.0103.0016.0002.0001.0001.0tofuel toF8to F7to F5to F4to F3to F2to F1to fuel =+++++++=+++++=W W W W W W W W W W W W W W W W W W5．根据同类飞机，假设3个最大起飞重量值to W80000 lbs 100000 lbs 120000 lbs fuel W14000 lbs 17500lbs 21000lbspayload W14600 lbs 14600 lbs 14600 lbs avail empty W51400 lbs67900lbs84400 lbs重量关系图交点：(30723kg,18688kg)6．所以最终求得的重量数据：emptyW18688 kg 0.608 fuelW5376 kg 0.175 payloadW6650 kg 0.216 toW30723 kg 1 推重比和翼载的初步确定界限线图翼载荷(N/m2)推重比地毯图4最大起飞重量（kg）选取翼载荷W/S=4500 2N/m; 推重比T/W=0.35四、发动机选择：由推重比T/W=0.35 ,W=30723kg得T=10753，单发推力为:5376kg=11852lb参考同类型飞机ARJ-21、ERJ170、CRJ700选择发动机型号为通用电气CF34-8五、机身外形的初步设计1．客舱布置单级：全经济舱14排每排5人共70人座椅宽度：20in过道宽度：19in座椅排距：32in客舱剖面图：2．机身外形尺寸当量直径：3.4m前机身长度：4.32m中机身长度：13.97m后机身长度：7.62m机身总长：25.9m上翘角：14degλ7.6（M较低时，选用较小长径比）长径比=六．机翼外形设计CL=(W/S)/(0.5ρV²S)=0.496选择超临界翼型，由升力系数CL为0.496（翼载荷为4500N/m²），选择型号为NASA SC(2)-04041．展弦比AR=82．梯度比λ=0.4，原因：升力分布接近椭圆形，诱导阻力较小，有利于减轻机翼重量和起落架布置。
北航作业2
北航《基础会计》在线作业二一、单选题（共10 道试题，共40 分。
）V 1. 甲公司于2004年4月1日购入乙公司同年1月1日发行的2年期的公司债券，债券面值100万元，票面利率为3%，到期一次还本付息。
甲公司购入时实际支付价款102元，并准备长期持有，甲公司在债券投资取得时“长期股权投资”科目账面余额应为（）。
A. 102B. 101.25C. 100D. 99.25满分：4 分2. 可供投资者分配的利润在分配后为（）。
A. 主营业务利润B. 营业利润C. 利润总额D. 未分配利润满分：4 分3. 会计准则分为（）两个层次。
A. 宏观准则和微观准则B. 企业会计准则和预算会计准则C. 基本准则和具体准则D. 会计准则和财务通则满分：4 分4. 汇总记账凭证核算组织程序的主要特点是根据（）。
A. 记账凭证直接登记总账B. 汇总记账凭证直接登记总账C. 原始凭证直接登记总账D. 科目汇总表直接登记总账满分：4 分5. 汇总转账凭证的设置科目时（）。
A. 现金B. 银行存款C. 所有凭证贷方科目D. 所有转账凭证贷方科目满分：4 分6. 对现金的清查方法应采用（）。
A. 查询核对法B. 实地盘存制C. 实地盘点法D. 技术推算法满分：4 分7. “应付账款”账户的期初余额为8000元，本期贷方发生额为10000元，期末余额为6000元，则该账户的本期借方发生额为( )。
A. 10000元B. 4000元C. 2000元D. 12000元满分：4 分8. 某企业购入材料一批，计价23400元。
其中应交增值税3400元，发生材料运输费1000元，装卸费150元，采购人员工资1500元。
途中不合理损耗200元。
该批材料的采购成本应为（）元。
A. 2600B. 24550C. 26250D. 21150满分：4 分9. 对于分期收款销售，在合同确定的收款日期虽没有收到款项，但如果同时符合收入确认的四个条件，仍按合同确定的金额作为收入的做法，是为了贯彻（）。
北航最新飞行器设计课程设计报告
北航最新飞行器设计课程设计报告飞机带孔蒙皮局部应力优化报告专业：飞行器设计学号： 39051623 姓名：黄星指导老师：张铮xx年9月25日一、设计课程题目飞机带孔蒙皮局部应力优化设计二、研究对象飞机带孔蒙皮三、设计目的综合运用有关基础理论、专业知识和实际经验，独立地解决专业范围内比较简单的具有典型性的设计任务，为毕业设计以及毕业后在专业工作解决更全面而复杂的技术问题打好基础。
四、研究内容１、矩形板和孔的位置与形状：设计说明：在一定载荷P下，构件宽度、孔径和空边应力集中系数的关系：在载荷、板宽和孔径都不变的条件下，沿板构件的纵轴线再打一个孔，孔的位置和孔径大小对原孔孔边应力集中系数的影响；进一步，可以再打第二个孔、第三个孔…再进一步，孔可以不打在纵轴线上，如何设计孔的位置和孔径大小？２、梯形板形状：设计说明：当载荷不变，板构件形状改变时(如错误！未找到引用源。
所示)，一个孔及多个孔在考虑上述应力集中条件下的设计，其中，板构件的宽端尺寸不变时，窄端尺寸与应力集中系数的关系？３、双向载荷长圆孔：设计说明：如板构件受到双向拉力，纵向载荷是横向载荷的2倍（这是机舱段机壳常规的受载情况），原圆孔改为长圆孔（即原圆孔沿横向直径隔开，加入一等宽矩形段，如错误！未找到引用源。
所示，这是机窗的基本形式），如何设计孔径和矩形边长，实现长圆孔周边等周向（切向）应力（或基本等切向应力）？五、实验环境ANSYS13有限元分析软件，模拟真实条件的应力状态。
软件所设的各种参数：单元类型：QUAD 8NODE183单元设置：PLANE STRS Ｗ／ＴＨＫ设定杨氏模量：E=2*105 μ=0.3 板及孔的长度单位为mm 应力单位为MPa六、实验过程与结果（一）矩形板构件：１、模拟无限大平板模型为１0０ｘ２００孔位于中心（0，0），初始孔径大小20 加载：底边约束Ｙ方向的约束，自由端加载-１的均布载荷孔径大小为自变量，从20开始往下逐渐减小，仔细观察构件的应力分布图及读取孔边最大应力值因为半径小于6时，应力集中系数的变化率小于1%，故近似认为r小于等于6时，孔径对圆孔应力的影响忽然不计，此时可把100*200的平板看作是无限大的。
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1、飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？答：飞机设计分为概念设计、初步设计、详细设计三个阶段；在概念设计阶段主要解决飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能，方案评估，参数选择与权衡研究，方案优化等问题；初步设计阶段进行飞机冻结布局，完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外形（三维CAD 模型），详细绘出飞机的总体布置图，机载设备，分系统，载荷和结构承力系统，较精确的计算，（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验；详细设计阶段包括飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产。
2、飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？答：飞机总体设计的重要性主要体现在：概念设计阶段就已经确定了整架飞机的布置；总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策；设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费；投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本。
其特点表现为：科学性与创造性（应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、结构力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果）；是一个反复循环迭代的过程；高度的综合性（综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调）；3、 Boeing的团队协作戒律有哪些？答：1. 每个成员都为团队的进展与成功负责；2. 参加所有的团队会议并且准时达到；3. 按计划分配任务；4. 倾听并尊重其他成员的观点；5. 对想法进行批评，而不是对人；6. 利用并且期待建设性的反馈意见；7. 建设性地解决争端；8. 永远致力于争取双赢的局面；9. 集中注意力—避免导致分裂的行为；10. 在你不明白的时候提问。
4、高效的团队和低效的团队各有什么表现？答：高效的团队表现为1. 氛围－非正式、放松的和舒适的2. 所有的成员都参加讨论3. 团队的目标能被充分的理解／接受4. 成员们能倾听彼此的意见5. 存在不同意见，但团队允许它的存在6. 绝大多数的决定能取得某种共识7. 批评是经常的、坦诚的和建设性的；不是针对个人的8. 成员们能自由地表达感受和想法9. 行动：分配明确，得到接受10. 领导者并不独裁11. 集团对行动进行评估并解决问题。
低效的团队1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗2. 少数团队成员居于支配地位3. 旁观者难以理解团队的目标4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词5. 分歧没有被有效地加以处理6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗10. 个人感受都隐藏起来了11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查第二章1、飞机的设计要求有哪些基本内容？答：飞机的设计要求基本包括：飞机的用途和任务（民用或是军用、主要用途、其他用途）；飞行性能（最大飞行速度、升限、航程、爬升性能、加速性能、减速性能、盘旋性能、起降性能）；有效载荷；功能系统；隐身性能和使用维护要求；机身结构方面的要求；研制周期和费用以及民机的经济性指标等。
2、飞机的主要总体设计参数有哪些？答：飞机主要总体设计参数包括：设计起飞重量、动力装置海平面静推力、机翼面积、组合参数、推重比、翼载荷。
3、画出一级近似法估算起飞重量的流程答：4、用文字和简图说明绘制毯式图的主要步骤答：第一步——保持推重比不变，改变翼载，插值确定其所对应的起飞总重及其它技术指标；第二步——将上图得到的重量数据点按对应的推重比画在翼载-推重比坐标系内第三步——以起飞总重为例，考察其与两个自变量（推重比和翼载）的关系。
把具有相同总重的点连接成许多条光滑的曲线第四步——重复前三步的方法，确定其他几个性能参数对推重比和翼载的变化曲线，并将其整合到一张图里。
期望的解是满足全部性能要求、重量最轻的飞机。
一般而言，这种最佳组合位于两条限制线的相交点。
1、飞机型式选择的主要内容是什么？答：飞机型式选择的主要内容有总体配平形式的选择，机翼外形及机翼机身的相对位置，尾翼的外形、数目及机翼机身的相对位置，机身形状、包括座舱、使用开口及武器布置等，发动机和进气道的数目和安装位置，起落架的类别、形式和收放位置。
2、简要对比F-22、Su-37、“台风”的布局型式的优缺点。
答：F-22为正常式布局，正常式飞机布局积累的知识和设计经验比较丰富。
飞机正常飞行时，保证飞机各部分的合力通过飞机的重心，保持稳定的运动。
正常式布局的水平尾翼一般提供向下的负升力，为了保证飞机的静稳定性，飞机机翼的迎角大于尾翼的迎角。
SU-37为三翼面布局，三翼面布局是在正常式布局的基础上增加了水平前翼构成的，它综合了正常式布局和鸭式布局的优点，有望得到更好的气动特性，特别是操纵和配平特性：增加前翼可以使全机气动载荷分布更为合理，减轻机翼上的气动载荷，有效的减轻机翼的结构重量；前翼和机翼的襟副翼，水平尾翼一起构成飞机的操纵控制面，保证飞机大迎角的情况下有足够的恢复力矩，允许有更大的重心移动的范围；前翼的脱体涡提供非线性升力，提高全机最大升力。
缺点是由于增加前翼使得飞机的总重有所增加；“台风”战斗机为鸭式布局，鸭式飞机在中、大迎角飞行时，如果采用近距耦合鸭翼型式，前翼和机翼前缘同时产生脱体涡，两者相互干扰，使涡系更稳定，产生很高的涡升力。
鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择和大迎角时俯仰力矩上仰的问题。
由于鸭翼位于飞机的重心之前，俯仰力矩在大迎角的情况下提供较大的抬头力距（上仰力矩），不能够稳定的飞行，因此必须提供足够的低头力矩来平衡之。
3、飞机机翼的主要平面参数有哪些？答：飞机机翼的主要平面参数有中弧线＋基本厚度分布弦长b、最大弯度f、相对弯度f/b、最大厚度c、相对厚度c/b、最大厚度相对位置Xc/b、前缘半径r、后缘角τ等。
4、用作图法表示出机翼、鸭翼和平尾平均气动弦的确定方法，并标出机翼的亚音速气动中心位置。
答：尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心位于30% MAC（平均气动中心）处；考虑机身和尾翼的影响后，重心应大致在25% MAC处有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经验法则很不可靠。
对于带有计算飞控系统的操纵型鸭翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位于机翼MAC大约15~20%处C =(2/3)C根（1+λ+λ2）/（1+λ）=（b/6）[(1+2λ)/(1+λ)]典型的气动中心=0.25 亚音速=0.4 超音速5、如何初步确定飞机的后掠角？答：增加后掠角，可以提高临界Ma数，延缓激波的产生，这是高亚音速飞机采用后掠角的根本原因。
后掠角增加，可以降低气动阻力，但同时会使机翼结构重量增大，选择后掠角时应避开音速前缘，采用亚音速或超音速前缘。
因此，在选择后掠角时，必须根据所设计飞机的具体任务确定飞机的后掠角。
6、分别说明上单翼和下单翼布置在气动和结构上的优缺点。
答：从气动上说上单翼的干扰阻力最小，可增大飞机的静稳定性，中单翼其次，下单翼最大。
但是反过来从操纵性上来看，下单翼的灵活性最强，中单翼次之，上单翼最差。
从结构上讲军用运输机要求在野战条件下起降，土跑道杂物多，上单翼的发动机较高不会吸进杂物。
而客机主要考虑是，下单翼的发动机较低，易于维护人员接近，站在地面上就能检修。
另外有些客机的起落架布置在机翼内，下单翼可是起落架较短。
而且中单翼会导致飞机的强度较低，对加工技术要求较高。
7、简述飞机外形隐身设计的基本原则。
答：消除能够成角反射器的外形布局；变后向散射为非后向散射；采用一个部件对另一个强散射部件的遮挡措施；将全机各翼面的棱边都安排在少数几个非重要的照射方向上去（大于正前方40度以外）；消除强散射源的措施：采用进气道斜切以及将进气道设计成S弯形的措施、将中、近距导弹及炸弹都埋挂在机身舱内，但会增大机身截面积使阻力变大也可采用保形外挂，将导弹贴在机身上；结构细节设计：将口盖及缝隙设计成锯齿状以减小弱散射；当某些部件或部位不能采用外形隐身时，可以用隐射吸波材料来弥补。
8、说明圆形机身剖面和多圆剖面的构型特点，并对比它们的优缺点。
答：圆形剖面由一个完整的圆构成。
优点：受力特性好，结构轻，易于加工，生产成本低缺点：空间有效利用率低；多圆剖面由多段圆弧和与其相协调的光滑过渡曲线组成。
优点：空间能够得到充分利用，适合于直径较小的飞机或具有多层客舱的大型飞机。
缺点：结构设计及加工性能不如圆形剖面好，生产成本较高。
9、民用旅客机机身剖面设计中有哪些主要参数？答：民用旅客机机身剖面设计中的主要参数有：剖面形状、座椅规格、过道数目及宽度、座椅布置形式、客舱地板结构高度、地板下货舱形式、扶手与侧壁间距、客舱装饰层厚度、机身框的结构高度、行李架设计。
10、绘制一张民机驾驶舱视界图的草图。
答：11、简述采用内埋式弹舱装载武器的优缺点。
答：武器内埋可以减小飞机的RCS,增强飞机的隐身性能，减小飞机飞行特别是高速飞行时的阻力，避免了武器外挂可能带来的真掺和抖颤，有利于提高战斗机性能，但是武器内埋不利于武器的补给、维护以及武器发射前截取目标，增大了飞机机身的横截面积，阻力增大，导致飞机机身空间狭小。
12、对装在飞机上的动力装置有哪些要求？答：对装在飞机上的动力装置的要求有：动力装置引起的附加阻力最小、进气及排气系统的布置应尽量发挥发动机的应有能力、发动机推力轴线位置应尽量减少对飞机操纵安定特性的影响、应保证发动机的使用维护方便、应防止跑道上的砂粒吸入、应保证安全防水、发动机固定接头应简单可靠、应保证发动机易于拆装等。
13、衡量进气道工作效率的重要参数及其含义是什么？答：衡量进气道工作效率的重要参数有：进气道出口总压恢复，一般定义为进气道出口气流平均总压与自由流总压之比；进气道出口流场畸变，表示进气道出口流场中最低总压值与最高总压值（或平均总压值）之间的相对差别；进气道阻力，包括外罩阻力、附加阻力、放气阻力和排除附面层产生的阻力等对于超声速进气道还有工作稳性的要求，即防止进气道喘振。
14、简要对比F-16与F-35进气方式的优缺点？答：F-16为机腹进气方式，优点是进气道比较简单，效率高，适合大迎角行状态，在大仰角时气流畸变小，但进气口太靠近地面，容易吸入外来物，对机场跑道的清洁度要求高，在土跑道上不宜起降，另外进气道处的强度也会降低；F-35为两肋进气方式，。
肋下进气可以说是两侧进气和机腹进气的折中，既有优秀的大仰角性能，又兼顾了隐身性，同时解放了机头空间安装大功率雷达，但是机身内部空间被进气道占据，飞机在做侧向运动时两个进气口吸入的气流量相差大，影响战机的机动性能。