飞行器结构设计总复习
飞行器设计知识点
飞行器设计知识点飞行器设计是航空工程中的重要领域，它涉及到飞行器的结构、功能、性能等方面。
在飞行器设计的过程中，需要了解一系列的知识点，才能保证设计的飞行器具备良好的安全性和可靠性。
本文将详细介绍几个关键的飞行器设计知识点。
一、气动力学1. 气动力学概述气动力学是研究气体流动对物体运动和结构造成影响的学科，对飞行器设计尤为重要。
了解气动力学的基本概念、原理和相关公式是进行飞行器气动设计的基础。
例如，了解升力和阻力的产生机理以及计算方法，可以帮助设计者优化飞行器的外形和气动特性。
2. 气动力学参数在进行飞行器气动设计时，需要考虑一系列的气动力学参数，如攻角、迎角、空气动力中心等。
这些参数能够反映飞行器在不同飞行状态下受到的气动力的变化规律，有助于设计合适的飞行控制系统和稳定性增强措施。
3. 气动力学模拟与测试为了验证飞行器的气动设计是否满足设计要求，需要进行气动力学模拟和测试。
常用的模拟手段包括计算流体力学（CFD）方法和风洞实验，它们可以模拟不同的飞行条件和气动特性，为设计者提供设计优化的参考依据。
二、结构设计1. 结构材料飞行器的结构材料对其性能和安全性有着重要的影响。
常用的结构材料包括金属材料（如铝合金、钛合金）、复合材料和高温合金等。
设计者需要根据飞行器的用途和工作环境选择合适的结构材料，并考虑其强度、刚度和耐热性等指标。
2. 结构设计原理飞行器的结构设计需要满足一系列的原理和准则，如静载荷、疲劳载荷和冲击载荷等。
这些原理和准则可以帮助设计者预测和计算飞行器结构的强度和稳定性，并采取相应的加强和改进措施。
3. 结构分析与验证设计者需要进行结构分析和验证，以确保飞行器结构的安全性和可靠性。
结构分析可以通过有限元分析方法进行，计算结构的应力和变形等参数。
验证可以通过载荷试验和振动试验等手段进行，其结果可以对设计进行修正和优化。
三、动力系统1. 动力系统类型飞行器的动力系统可以分为内燃机动力系统和电动机动力系统两种。
山东省考研飞行器设计与工程复习资料航空航天概论重点知识总结
山东省考研飞行器设计与工程复习资料航空航天概论重点知识总结在山东省考研飞行器设计与工程的复习过程中，航空航天概论是一个重要的知识点，涉及到飞行器设计与工程的基本原理、发展历程、技术应用等方面。
本文将就航空航天概论的重点知识进行总结，以供各位考生参考。
一、航空航天工程的发展历程航空航天工程的发展历程可以追溯到人类古代时期的梦想。
长期以来，人类一直梦想着像鸟一样翱翔于天空，探索未知的领域。
直到19世纪末，莱特兄弟的飞行实验才真正奠定了现代航空工程的基础。
之后，飞行器技术不断发展，从飞机到火箭、卫星、航天飞机等，航空航天工程取得了巨大的进展。
二、航空航天工程的基本原理1. 飞行器的运动原理：飞行器的运动主要依赖于空气动力学的原理，包括升力和阻力的产生与平衡、推力的产生与作用等。
2. 航空航天材料：航空航天工程中使用的材料要求具备较高的强度、刚度和耐高温性能，如航空铝合金、高温合金等。
3. 电子技术在航空航天工程中的应用：雷达、导航系统、通信系统等电子技术在飞行器设计与工程中起着重要的作用。
三、飞行器设计与工程的关键技术1. 飞行器设计理论：飞行器设计是航空航天工程的核心内容，要求掌握气动力学、结构力学、控制理论等相关知识。
2. 飞行器动力系统：飞行器动力系统包括发动机、燃料系统、动力传输系统等，不同类型的飞行器应选择合适的动力系统。
3. 仪表与控制系统：飞行器的仪表与控制系统包括导航系统、自动驾驶系统、飞行参数监测系统等，保证飞行器的安全与稳定飞行。
四、航空航天工程的应用领域航空航天工程的应用领域广泛，涉及到航空、航天、军事、交通运输、通信导航、科研等多个领域。
其中，航空运输、通信导航技术、遥感技术等是航空航天工程最为重要的应用领域。
五、航空航天工程的未来发展趋势随着科技的不断进步，航空航天工程将会迎来更加广阔的发展前景。
未来，人类可能会实现太空探索、航空旅行的普及化以及更高效、更环保的飞行器设计与工程等目标。
飞行原理知识点总结
飞行原理知识点总结飞行是人类长久以来的梦想与追求，通过不断的探索与发展，飞行原理已经逐渐被揭示，并被运用到实际的飞行器中。
本文将系统地总结飞行原理的相关知识点，包括飞行器的结构设计、气动力学原理、动力系统、飞行控制以及飞行器的稳定性和安全性等方面的内容。
一、飞行器的结构设计飞行器的结构设计是飞行原理的基础，它决定了飞行器是否能够正常地进行飞行。
飞行器的结构主要包括机身、翼面、动力系统、控制系统、起落架和其他附件等部分。
其中，翼面是飞行器的主要承载部分，它产生升力并支撑飞行器的重量；动力系统为飞行器提供动力，并使其前进或升降；控制系统用于调整飞行器的姿态和飞行方向；起落架则为飞行器的着陆和起飞提供支撑。
飞行器的结构设计必须兼顾轻巧、坚固、稳定、低空阻力和高升阻比等要求，以保证飞行器的飞行性能。
二、气动力学原理气动力学是研究空气对飞行器的作用以及飞行器在空气中的运动规律的学科。
飞行器在飞行过程中受到来自空气的多种作用力，其中最重要的是升力和阻力。
升力是使飞行器获得升力并支撑其重量的力，在飞行器翼面的上表面和下表面产生了不同的压力，形成了一个向上的升力。
阻力是阻碍飞行器前进的力，它主要由飞行器的形状和速度决定。
飞行器的气动力学性能对其飞行性能有着直接的影响，因此对气动力学原理的研究至关重要。
三、动力系统动力系统是飞行器的发动机和推进系统等组成部分，它为飞行器提供动力，使其能够飞行。
目前常用的飞行器动力系统主要包括活塞发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机以及电动驱动系统等。
各种动力系统有着不同的特点和适用范围，飞行器的设计者需要根据具体的需求选择合适的动力系统。
动力系统的研究和发展直接影响着飞行器的飞行速度、载荷能力、续航能力和节能环保性能。
四、飞行控制飞行控制是指通过操纵飞行器的控制面，调整飞行器的姿态和飞行方向。
飞行器的控制系统一般包括横向控制、纵向控制、自动控制和飞行操纵等部分。
横向控制通常由副翼来实现，它可以使飞行器绕纵轴旋转；纵向控制通常由升降舵来实现，它可以使飞行器绕横轴旋转；自动控制可以使飞行器在特定的飞行阶段自动地完成某些操作，例如自动起落、自动刹车等；飞行操纵则是指驾驶员通过操纵杆、脚蹬和其他操纵设备来控制飞行器的飞行方向。
飞行器结构设计_终版_
飞行器结构设计
注：题号前标★的都是老师最后一节课圈的重点。 第一次课： ★1 航空器举例：飞机，飞航式导弹，热气球等 ★2 飞行器质量为 结构质量 和 有效载荷质量 。 第二次课： 1.4—1.7 节 一、判断： 1. 铍合金即是金属材料又是功能材料。× 2. 玻璃钢之所以适合做隔热材料因线膨胀系数小。× 3. 高合金钢脆，易断裂。× 4. 材料的塑性、切削性、可焊性、热塑性、热流动性均影响材料加工性。√ 5. 结构固有频率计算属于静强度计算。× 6. 单翼是零件。× 7. 要求不失稳的元件应选用比强度大的材料。× 二、填空： ★1. 导弹弹体结构材料希望轻而强，通常用 比强度 和 比刚度 来表征这种材 料的综合性能。 ★2. 镁合金 在盐雾中易腐蚀， 高强度合金钢 易氢脆。 （钛、镁合金、合金钢、 铝） 3. 结构设计中有两种强度计算， 方案设计用 设计计算 ， 技术设计用 校核计算 。 4. 许用应力法指结构在 使用 载荷作用下不产生永久变形，破坏载荷法指结构 在设计载荷作用下P ≤ P 。 三、简答： ★断裂韧性：表征材料阻止裂纹扩展的能力。 结构设计中方案设计主要内容： （1）方案的内容应包括：结构形式，承力方案、 主要受力元件的布置、材料、基本剖面的形状尺寸，元件间的连接形式，内部 装置的布置，固定方法及满足各特殊要求的构造措施等。 （2）对拟定的方案是 否满足要求作相应的估计。 （3）进行方案论证 第三次： 一、判断： 1. 外载荷是指导弹从出厂到击中目标整个过程最大。错 2. 与刚性假设相比， 考虑弹翼弹性时， 由于压心是变化的会产生一种附加攻角。 对 3. 导弹总体方案设计完成了质心定位、气动计算、稳定性操纵性计算、风洞试 验。对 4. 导弹运输环节不能作为弹翼的设计情况。错 5. 导弹机动飞行时攻角大可作为弹翼设计情况。对 6 过载指作用在到导弹上可控力合力与重力之比。× 7. 波动系数反应了舵偏角与过载系数间的关系。√ 8. 过载系数是一无量纲的系数。√
飞行器原理与构造复习要点
1.连续性定理和伯努利定律仅适用于低速情况。
2.飞机的主要组成部分：机翼、机身、尾翼、起落架、操纵系统、动力装置、机载设备。
3.航空发动机分类：活塞式航空发动机、燃气涡轮发动机、冲压发动机。
4.航空器的大气飞行环境是对流层和平流层。
5.对流层中温度随高度增加而降低，集中了几乎全部水汽，有水平风和垂直风（对飞行不利），集中了大气3/4的质量。
6.平流层起初随高度增加气温变化不大，后气温升高较快，只有水平风，无垂直风。
7.低速，定常流动的气体，流过的截面积大的地方，速度小，压强大；而面积小的地方，流速大，压强小。
8.确定翼型的主要几何参数：弦长、相对厚度、最大厚度位置、相对弯度。
9.总的空气动力与翼弦的交点叫做压力中心。
10.外形相似时，迎风面积越大，压差阻力也越大。
11.机翼可分为四类：矩形机翼、梯形机翼、后掠机翼、三角机翼。
12.机翼平面形状的主要参数有：机翼面积、翼展、展弦比、梯形比、和后掠角。
13.在同样的迎角下，实际机翼的升力系数就比翼型的升力系数小。
14.展弦比越小，升力曲线的斜率越小，诱导阻力越大。
15.椭圆形机翼诱导阻力最小。
16.机翼的摩擦阻力和压差阻力统称为翼型阻力(型阻)。
17.最大升阻比状态的机翼的气动效率最高。
18.诱导阻力是低速飞行的主要阻力。
19.介质越难压缩，音速越高。
20.马赫数是空气密度变化程度或压缩性大小的衡量标志。
21.马赫数越大，空气密度的变化以及压缩性的影响也越大。
22.低速中，只要迎角相同，机翼压力分布和飞机气动特性（升力系数、阻力系数）都是一样的。
23.激波中的空气压强突然增高，密度温度随之升高，但气流的速度却大为降低。
24.激波阻力实质是一种压差阻力。
25.气流通过正激波，压力、密度、温度都突然上升，流速由超音速降为亚音速，气流方向不变。
（通过斜激波时，只是流速可能是亚音速也可能仍是超音速）。
26.斜激波波阻小于正激波，正激波斜激波统称为平面激波。
27.圆锥激波的强度比平面激波若，其波阻比比平面激波小。
航天器结构分析与设计复习提纲
复习提纲1．简述卫星构造系统的功能；答：〔1〕维持卫星外形构形；〔2〕提供其它系统的安装空间；〔3〕满足各种设备的安装方位、精度等要求；〔4〕支承和保护设备，确保在各种受载条件下的设备的平安；〔5〕满足自身的刚度、强度和热防护等要求，确保卫星的完整性；〔6〕提供其它的特定功能，如：伸展部件〔太阳翼、天线〕的解锁、展开和锁定等2．简述卫星设计的过程；简述卫星构造设计的过程和设计原那么。
答：构造设计原那么〔1〕可靠性〔2〕先进性〔3〕经济性〔4〕通用性〔5〕工艺性〔6〕保养性构造设计的过程〔PPT中的流程图〕3．卫星的总装和安装要求包括哪些内容？答：各种开口大小和部位；仪器设备连接孔位、大小和数量；电缆、管路的走向和固定；地面支撑、起吊、翻转等操作。
4．卫星的构形有哪些主要类型，请画出它们的示意图。
答：〔1〕按是否用整流罩：用整流罩不用整流罩〔2〕姿态控制稳定方式：旋稳定重力梯度杆稳定三轴稳定〔3〕主承力方式：舱体承力中心承力筒桁架承力〔4〕其它特殊要求的构形5．航天器构造材料有哪些主要要求？答：材料具体要求：质量轻；模量高，比模量大；强度高，比强度大；应满足低温和高温要求；延性大；空间环境下性能退化小；空间环境下放气率尽量小；热膨胀性能；导热性能；电性能；工艺性。
6．试述空间环境对航天器构造材料的影响。
答：1〕真空：使材料外表吸附的气体解吸；促使固体材料升华。
2〕紫外辐射：对柔性构造底材〔太阳能电池阵基板〕的弹性模量、延伸率、温控材料热学性能和光学材料〔窗透镜、滤光片、盖片玻璃等〕的光学性能会产生显著影响。
3〕低能等离子体：等离子体环境：电子、离子、带电粒子流。
使卫星外表会出现不等量的充电〔电位可高达万伏以上〕。
当带电超过一定强度时，会发生击穿放电，损伤外表材料。
伴随产生电磁脉冲会干扰电子线路。
4〕空间热环境等：通常在不采取热控措施的星体外表，温度可在－200~+200范围内变动，在有热控措施的星体外表可在－100~+100，而舱内温度在－20~＋50范围内波动。
飞行设计知识点总结
飞行设计知识点总结一、飞行器的基本结构1. 机翼设计机翼是飞行器的主要升力产生部件，其设计直接影响着飞行器的升力性能和飞行稳定性。
其主要设计要点包括翼型选择、悬挂角设计、翼展比设计等。
2. 机身设计机身是飞行器的主要承载结构，其设计要考虑到飞行器的结构强度和重量问题。
此外，还要考虑飞行器的布局、航空设计以及载荷分布等因素。
3. 尾翼设计尾翼是用来控制飞行器姿态的部件，其设计要考虑到飞行器的稳定性和机动性。
尾翼的设计要点包括尾翼布局、面积、位置等方面。
4. 机载设备布局设计机载设备的布局设计要考虑到飞行器的使用需求和安全要求。
其设计要点包括机载设备的布局和安装、导通布线、维护通道等方面。
二、气动设计1. 翼型设计翼型是机翼的横截面形状，直接影响着机翼的气动性能。
其设计要点包括翼型的气动性能、气动优化、气动力分析等方面。
2. 升力和阻力设计升力和阻力是飞行器飞行中的两个基本气动力。
其设计要点包括升力和阻力的计算、优化设计、辅助设备选型等方面。
3. 风洞试验风洞试验是气动设计的重要手段，用来验证气动设计的理论计算结果，并对气动性能进行优化。
风洞试验的设计要点包括实验方案设计、实验数据处理、试验结果分析等方面。
三、控制设计1. 飞行控制系统设计飞行控制系统是用来控制飞行器姿态和航向的系统，其设计要点包括控制系统性能、控制律设计、传感器选型等方面。
2. 弹性控制设计飞行器的弹性振动会影响其飞行性能和结构强度，因此需要进行弹性控制设计。
其设计要点包括弹性模态分析、控制器设计、振动抑制等方面。
3. 威力制导设计威力制导是用来实现飞行器导航、飞行计划执行和目标打击的关键技术，其设计要点包括制导算法设计、传感器选型、导航系统设计等方面。
以上就是飞行设计的相关知识点总结。
飞行设计是一个综合性很强的学科，需要涉及到航空工程、气动学、航空控制等多个领域的知识。
希望本文能够对飞行设计的学习和研究提供一定的帮助。
哈工大飞行器结构设计历年复习题
1 作用在普通肋上的空气动力载荷，被认为仅有两个梁腹板提供支反力，忽略桁条与蒙皮的参与，这是根据传力的 刚度比分配原则。 （对） 2 加强肋的支撑是翼梁、辅助梁与蒙皮。 （对） 3 在薄壁结构中，凡在集中载荷处都应采用中间元件。 （对） 4 结构设计中应使梁凸缘面积适应内力变化。 （对） 5 翼梁腹板的剪力图是阶梯变化的，根部最大。 （对） 6 根肋将分布力转化为集中力。 （对） 7 在蒙皮的计算模型中，屏格蒙皮看作受弯硬板，整个蒙皮看作承剪薄板。 （对） 8 单梁翼面整体受力计算模型中，支座是由翼梁的固定支座和辅助梁的铰支座组成的。 （对） 1 加强框和梁构成了弹身的受力基础。 （对） 2 当一个横向集中载荷作用在硬壳式舱段上，由载荷作用端到支座端蒙皮的剪流分布不变（对） 3 在全弹身受载中，剪力由弹身两侧壁受剪切传递，弯矩由弹身上下壁板受挤压传递。 （对） 4 在梁式舱段中，蒙皮提供的支反剪流载荷作用处沿长度方向逐渐减小。 （对） 5 纵梁的轴向内力由载荷作用处到另一端是逐渐减小的。 （对） 6 作用在梁上的集中载荷， 蒙皮不但受剪且逐渐参加承受轴向压力， 一定距离后， 轴向压力的沿周缘蒙皮达到均值。 （对） 7 在垂直于耳片式翼面的接头载荷中，弯矩由主接头传递，是通过螺栓受剪，耳片受拉压传递的。 （对） 8 从舱段间接头传力过程看，前连接框将分布力转化为集中力（为适应连接接头的传力特性） ，后连接框将集中力 转化为分布力（以适应蒙皮的传力特性） 。 （对） 1 弹翼的是功用产生升力、法相力，改变压心位置。 （对） 2 单梁式翼面中翼梁沿最大厚度分布。 （对） 3 ‘小展弦比’是指较小的翼面。 （错） 4 单块式弹翼纵墙与桁条沿翼肋等百分线布置。翼肋顺气流方向布置。 （对） 5 梁式翼面中，弯矩靠梁凸缘，剪力靠梁腹板，扭矩靠蒙皮、梁及纵墙组成的壁室来传递（对） 6 实心壁板弹翼中，弹翼与弹身连接长度占弦长的 20%-30%。 （对） 7 蜂窝夹层板件组合式弹翼，适用于面积较大的弹翼。 （对） 8 夹层结构弹翼抗弯能力大、耐热绝热好。 （对） 1 整体结构翼面在气动外形方面优于其他翼面。 （对） 2 薄翼型是指相对厚度比小于 0.05 的翼面。 （对） 3 在设计翼面与助推器连接接头时，需要考虑翼面与助推器受力协调及助推器热膨胀。 （对） 4 翼梁按垂直于弹身轴线布置时，翼梁处于最大厚度线上。 （错）<等百分线分布时最大> 5 翼肋垂直于翼梁时，翼型准确。 （错）<顺气流方向布置> 6 蒙皮厚度可按强度条件或刚度条件来确定。 （对）
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静强度设计：安全系数de Pf P d p 设计载荷 e p 使用载荷 u p 极限载荷静强度设计准则：结构材料的极限载荷大于或等于设计载荷，即认为结构安全u p ≥d p载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值， 称为该方向上的载荷系数。
载荷系数的物理意义：1、表示了作用于飞机重心处除重力外的外力与飞机重力的比值关系；2、表示了飞机质量力与重力的比率。
载荷系数实用意义：1、载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了；2、载荷系数还表明飞机机动性的好坏。
着陆载荷系数的定义：起落架的实际着陆载荷lg P 与飞机停放地面时起落架的停机载荷lg o P 之41.杆只能承受（或传递）沿杆轴向的分布力或集中力。
2.薄平板适宜承受在板平面内的分布载荷，包括剪流和拉压应力，不能传弯。
没有加强件加强时，承压的能力比承拉的能力小得多，不适宜受集中力。
厚板能承受一定集中力等。
3.三角形薄板不能受剪。
刚度分配原则：在一定条件下（如机翼变形符合平剖面假设），结构间各个原件可直接按照本身刚度的大小比例来分配它们共同承担的载荷，这种正比关系称为“刚度分配原则”P1l1/E1F1=P2l2/e2f2 K=EF/l p1/p2=k1/k2 p1=k1p/(k1+k2)（翼面结构的典型受力形式及其构造特点：1.薄蒙皮梁式：蒙皮很薄，纵向翼梁很强，纵向长桁较少且弱，梁缘条的剖面与长桁相比要大得多，当布置有一根纵梁时同时还要布置有一根以上的枞墙。
常分左右机翼-----用几个集中接头相连。
2.多梁单块式：蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴向力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的截面积比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度。
为充分发挥多梁单块式机翼的受力特征，左右机翼一般连成整体贯穿过机身，但机翼本身可能分成几段。
3.多墙厚蒙皮式：布置了较多的枞墙，厚蒙皮，无长桁，有少肋、多肋两种，但结合受集中力的需要，至少每侧机翼上要布置3~5个加强翼肋。
可以没有普通肋。
）大型高亚音速运输机或有些超音速战斗机采用多梁单块式翼面结构，Ma 较大的的超音速飞机多采用多墙（或多梁）或机翼结构。
局部失稳问题：翼梁缘条受轴向压力时，由于在蒙皮平面内有蒙皮支持，在翼梁平面有腹板支持，因此一般不会产生总体失稳，但需考虑其局部失稳问题。
翼梁的主要功用承受或传递机翼的剪力Q 和弯矩M 。
（各典型形式（梁式、单块式、多墙式）受力特点的比较：机翼结构受力形式的发展主要与飞行速度的发展有关。
速度的增加促使机翼外形改变并提高了对结构强度、刚度、外形的要求。
比较三者的受力特点可以发现，单纯的梁式、薄蒙皮和弱长桁均不参加机翼总体弯矩的传递，只有梁的缘条承受弯矩引起的轴力。
对于高速飞机，由于气动载荷增大，而相对厚度减小又导致了机翼结构高度变小，只靠梁来承弯将使承弯构件的有效高度减小；加之对蒙皮局部刚度和机翼扭转刚度要求的提高，促使蒙皮增厚，长桁增多、增强。
因此，在单块式、多墙式机翼中，蒙皮、长桁，乃至主要是蒙皮发展成主要的承弯构件。
由于蒙皮、长桁等受轴向力的面积较之梁缘条更为分散、更靠近外表面，故承弯构件有效高度较大，因此厚蒙皮翼盒不仅承扭能力较高，抗弯特性也较好，因此，此种机翼结果一般来说材料利用率较高。
在承受总体力中的剪力和扭矩时，几种形式中各元件的作用基本相同。
）后掠机翼特性：后掠机翼比相应的直机翼将更为细、长、薄，致使它的弯曲刚度、扭转刚度都比直机翼差。
后掠效应：应力向后缘集中的现象。
后掠角越大，后掠效应越严重。
三角机翼特点：很长的翼肋在载荷作用下容易产生横向弯曲，机翼垂直于翼弦的刚度较差。
当机翼为中单翼时，不易做到使整个机翼贯穿机身。
三角机翼由于根梢比大，以致翼尖比较薄，前后缘也比较薄。
加强框：主要功用是将装载的质量力和其他部件上的载荷经接头传到机身结构上的集中力加以扩散，然后以剪流的形式传给蒙皮。
（机身结构典型受力形式：1、桁梁式：桁梁截面积大，长桁少且弱，蒙皮较薄。
由弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受，蒙皮和长桁只承受很小部分轴力。
剪力全部由蒙皮承受。
2、桁条式：长桁较密，较强，蒙皮较厚。
弯曲引起轴向力由许多桁条和较厚蒙皮组成的壁板来承受，剪力全部由蒙皮承受。
蒙皮上不适宜大开口。
现代飞机多数采用桁条式结构（桁条式和桁梁式统称为半硬壳式机身）。
3、硬壳式：硬壳式机身结构是由蒙皮和少量隔框组成的。
其特点是没有纵向构件，蒙皮厚。
由厚蒙皮承受机身引起全部轴力和剪力，隔框承受机身、蒙皮等的集中力。
）口盖按受力特性分为：不受力口盖、受剪口盖与受轴向力口盖。
不受力口盖不参与整体受力，只受口盖上的局部气动载荷。
受剪口盖能传递原开口处所需传递的剪流。
受轴向力口盖除了能传递原开口处所需传递的剪流外，还能传递原开口处轴向力。
3．某飞机的战术、技术要求中规定：该机应能在高度H＝1000m处，以速度V=520Km/h和V’＝625km／h(加力状态)作盘旋半径不小于R＝690m和R’＝680m(加力状态)的正规盘旋(题图2.4)。
求(1) 该机的最大盘旋角和盘旋过载系数ny；(2) 此时机身下方全机重心处挂有炸弹，重Gb＝300kg，求此时作用在炸弹钩上的载荷大小及方向(1kgf＝9.8N)。
解答：（1）βcos 1==G Y n y∑=01X r v m Y 2sin =β① ∑=01Y G Y =βcos ② 由 ①与②得：085.36908.9)36001000520(22=⨯⨯==gr v tg β ο04.72=β（非加力） 523.46808.9)36001000625(2=⨯⨯=βtgο5.77=β（加力） 6.4cos 1==βy n （2） r v m N X 21=一、一双粱机翼，外翼传到2＃肋剖面处的总体内力分别力剪力Q ＝100 kN(作用在刚心上)，弯矩M=5×l03 Kn ·m 、扭矩Mt= 30 kN ·m 。
已知前、后粱的平均剖面抗弯刚度为EI 前＝1010kN ·mm2、EI 后＝2×1010kN ·mm2；前、后闭室平均剖面抗扭刚度为Kt 前＝5×108 kN ·mm2，Kt 后＝109 kN ·mm2。
求：(1)当L 前＝L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、Mt 在2#肋剖面如何分配(题图3．2(a))?(2)当L 前＝3000 mm 、L 后＝1500 mm 时，Q 、M 、Mt 在此剖面又如何分配(题图3．2(b))?(计算扭矩分配时，假设不考虑前、后闭室之间和1#肋对前闭室的影响)。
1. L 前=L 后（1） Q 的分配 K=22EJLL 前=L 后 ∴ 只与2EJ 有关Q 1=112K Q K K += 122EJ L [22L （121EJ EJ +）]Q = 112EJ Q EJ EJ += 112Q += 0.333Q= 3330kg = 33.3KNQ 2= 6670kg = 66.7KN(2) M 的分配 K=KJL ∴ 关系式仍同上1M= 0.333⨯5⨯105 = 1666.7 KN m M2= 0.667⨯5⨯105 = 3335 KN m （3）M t的分配M t1= 5510tM+= 0.333⨯3⨯103 = 0.999⨯103 kg.m = 10 KN mM t2 = 0.667⨯3⨯103 = 2.001⨯103 kg.m = 20 KNm三. 请画出以下各指定翼肋的力平衡图和内力图(题图3.4)。
(1) 薄蒙皮双粱式机翼，I肋在气动载荷作用下：(a)前、后缘未略去，(b)若略去前、后缘的气动载荷和结构。
(2) 该机翼前粱转折处的Ⅱ助在传递总体弯矩M时所受的裁荷，画出其力平衡图和内力图：(a)剖面筒化为矩形；(b)剖面上、下为曲线。
(3) 薄蒙皮双梁式机翼，Ⅲ肋后缘受有Y向集中力P。
(4) 机翼外段为双梁式，内侧为三梁式，Ⅳ肋位于结构布置变化处，画出传总体力时，该肋的力平衡图和内力图。
两闭室对称，此时q1t=222tMBH= 2tMBH= 2t q（1）若δ不变，只是两闭室面积不同，则q仍相同，扭矩引起的剪力与弯矩同上；但刚心位置可能变动，所以多一个扭矩（2）若δ不同，也会引起两闭室扭刚不同，则在分析M t时，就会出现Q，M内力。
(5) 薄蒙皮双梁式机翼v肋后梁上作用有集中力P y，求该肋受P y力时的平衡图和内力图(假设前、后粱弯曲刚度相等)。
若前后梁对称右支点：12Py+ 2tM HBH=12Py+22yBPHBH=12Py+14Py=34Py若前后梁不对称，例如前梁刚度为后梁的2倍，刚心在2/3B 处，则M t = Py*2/3*Bq t = 2 B Py 32BH =13H P y ∴ P y －1Py Py+33⎡⎤⎢⎥⎣⎦＝1Py 3M ： 1Py 3•X-13H P y •X •H = 0(6) 薄蒙皮双粱式机翼Ⅵ肋上C 点处受有集中力P x 时的力平衡图和内力图.M =X P 4B •H •X+XP 4B •H •Xt M = 2X P 4B •H •2B +2X P 4B •H •ΔX - P X 2H•ΔX。