现代飞机结构综合设计 ——机翼、尾翼设计
适应于超音速飞行的薄机翼飞机。 战斗机、攻击机。
二、机翼结构型式的选择 2．不同结构型式损伤容限特性比较 传力路线不宜过于集中．长桁—蒙皮加筋板单块式结构和厚蒙皮多墙式结构 都可看成是分散传力结构布局。此时若壁板上长桁强一些，对提高壁板的止裂 能力，并从而捉高壁板的剩余强度，延长裂纹扩展寿命均更为有利．
数量 自由度
6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计
二、尾翼和副翼结构设计
4．操纵面前缘缺口的补强
6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计
二、尾翼和副翼结构设计
操纵面的气动补偿和气动平衡
铰链力矩
6．尾翼的防颤振设计
6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计
二、尾翼和副翼结构设计
4 机翼结构元件设计
六、结构受集中载荷处的局部设计
(4)受轴力杆当轴线不连续时要附加其他杆，必要时要局部加强 参与区内的受剪板。
4 机翼结构元件设计
六、结构受集中载荷处的局部设计
(5)一般说应不让板受垂直于板平面内的力，以防止出现平板受 弯的不合理设计
飞艇吊舱的集中载荷由悬挂屏转换为分 部载荷
一、机翼翼盒受力构件布置
1.壁板结构
壁板有长桁—蒙皮铆接组合式和整体壁板两种（在整体油箱 区大多采用机械加工的整体蒙皮或整体壁板）
按等百比线布置：此时桁条本身无 扭曲，制造方便 (等强度设计) 平行于前梁或后梁布置会使长桁扭 机翼截面的扭转 曲，影响装配
3 机翼主要受力构件布置
一、机翼翼盒受力构件布置
协调；元件的构型、尺寸、布局；结构布局主要以强度和损伤容 限准则为基础，之后进行耐久性打样设计；理论图
2.详细设计（工作设计）
构件的构造形式、材料、尺寸、连接；对损伤容限、耐久性打样 设计结果进一步深化和细化；工艺；结构分析（结构强度、刚度 和颤振）；必要的结构试验；发出全部生产图纸
2 机翼结构型式选择
7．全动平尾的设计特点
亚音速焦点：(28～30)％ 超音速焦点约在50％ 转轴位置约40％弦长 转轴式 定轴式
二、结构特点
防火墙
安全销
5 机翼整体油箱的结构设计
三、整体油箱Biblioteka 密封形式6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计
一、机翼前、后缘活动面简介
增升装置
自适应机翼
6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计
一、机翼前、后缘活动面简介 二、尾翼和副翼结构设计 1．安定面的结构布局 2．操纵面的构造 3．操纵面悬挂点的确定
一、机翼内部布置
油箱
起落架舱（机炮） 防冰，燃油，液压系统
前、后缘装置
外挂
二、机翼结构型式的选择 1.不同结构型式的受力特性及其与机翼几何参数的关系
薄蒙皮梁式机翼 蒙皮薄、受正应力面积集中、长桁少而集中面积小（承受 正应力能力可以忽略）。
气动载荷引起的剪力由梁腹板传递； 弯矩引起的轴向内力主要由梁缘条传递；
扭矩由蒙皮的一圈剪流传递。 适应于低速，翼型高度大的轻型飞机。
早期飞机使用较多。
双梁单块式机翼
长桁(包括梁缘条)与蒙皮组成壁板或整体加劲壁板；
蒙皮较薄 可简化仅受剪板。与梁式相比，若受正应力
的截面积（长桁与缘条）近似，布置较分散 。
气动载荷引起的剪力由梁腹板传递； 弯矩引起的轴向内力由桁条与缘条传递； 扭矩由蒙皮的一圈剪流传递。 适应于高亚音速飞行的较大型飞机。 民用客机或运输机应用较多。
2.梁与墙的布置
梁和壁板(有时还有墙)构成单闭室或多闭室抗扭翼盒 梁应尽可能布置在剖面高度较大的部位，同时轴线尽量不要转 折，以使传力直接、连续 梁的布置很大程度上受机翼的平面布局和内部装载的影响
3 机翼主要受力构件布置
一、机翼翼盒受力构件布置
3.翼肋的布置
顺气流布置：顺气流翼肋对维持机翼剖面形状较好，制造成本低；为传递 根部扭矩只需一个加强肋；翼肋长度增加、蒙皮受剪稳定性变差 正交布置特点相反
原始依据
飞机的类型、性能和全机主要参数，如翼载 p=G/S 总体外形参数 机翼展长、展弦比、后掠角、翼型相对厚度、机 身的长度与高度等 机翼与机身的相对位置 机翼、机身的内部装载，与发动机、起落架和武器外挂的连接 协调关系； 通过计算给出的所设计结构的载荷数据． 1.打样设计
设计内容
现代飞机结构综合设计
——机翼、尾翼设计
1 结构设计方法 一、结构综合设计的基本概念 二、结构设计的原始依据和设计内容
1 结构设计方法
一、结构综合设计的基本概念
目前飞机性能和寿命要求越来越高，高科技飞速发展，飞机越来越复 杂，机载设备不断更新，新材料、新工艺、新结构不断出现，交叉学科、 边缘学科的发展以及新技术的大量涌现，都使飞机设计的综合设计思想愈 显重要，这种综合性已渗透到现代飞机设计和飞机结构设计的各个层次和 顶层设计、平台设计、具体技术设计等各个设计阶段中
3．机翼—机身对接形式的影响 梁式机翼 单块式机翼 战斗机 4．机翼内部布置及大开口的影响
二、机翼结构型式的选择
变后掠机翼的布局特点 变后掠翼从结构强度和损伤容限观点看有其不足之处，特别是单 传力途径的机翼转动枢轴，必须采取一系列措施保证飞机安全性
3 机翼主要受力构件布置
构件布置的原则
多腹板式 (多梁/墙式)
一般由3～10多块腹板（或墙）和厚蒙皮(大多是整体厚 蒙皮)组成(肋少甚至没有) ；受正应力面积更加分散。 结构力学上形成多闭室静不定薄壁盒式结构。
气动载荷引起的剪力由多腹板按刚度分配；
弯矩引起的轴向内力由蒙皮桁条与缘条组成的壁板传递； 扭矩仍由蒙皮形成一圈剪流传递。
4 机翼结构元件设计
一、二、三、四、五：机翼各部件及连接的设计 六、结构受集中载荷处的局部设计
(1)集中力作用于板杆结构上时，必须有适当的杆来扩散、传递 此力。 (2)集中力矩作用于板杆结构上，例如集中力与支撑构件有力臂 而引起力矩时，可把此力矩用接头等构件转换成一组大小相等、 方向相反的力，再用适当的构件传走。 (3)尽量避免、减小附加的偏心力矩
(1)确保气动载荷荷引起的弯、剪、扭能顺利传到机身．为此
要特别注意结构不连续处的构件布置，如开口处、结构型式
变化处，梁和长桁的轴线转折处等．
(2)在集中力、集中力矩作用处布置相应构件，必要时加辅助
短梁或加强肋，其作用是将集中载荷扩散；并将扩散后的分
布力传给机翼受力盒段的相应元件，传往机身．
3 机翼主要受力构件布置
5 机翼整体油箱的结构设计
一.对整体油箱结构设计的要求
1．密封性
2．强度要求 3．刚度要求 4．便于检查、维修、拆装和清洗 1.应用机翼原有的主要受力结构件作为油箱的隔板，变形过大时另设隔板，结构刚性好，开口的 布置 2.减少油箱表面的连接缝长度和结合孔数量 3.箱角互成90° 4.其它措施
电子计算机的出现极大地提高了计算能力，成功地发展了适用于复杂
结构的应力分析有限元素法和结构优化设计方法，使飞机结构设计从定性 和初定量设计向比较精确的定量设计和优化设计跨进了一大步。并且出现 了设计与总体、气动、工艺等设计紧密配合、互相协调的计算机辅助一体 化设计方法。
二、飞机结构设计的原始依据和设计内容
飞机结构设计报告——北航程小全
飞机结构设计报告39051210齐士杰本学期上了2节飞机结构设计设计现场课，我从中学到了很多知识。
在现场课上我们近距离接触了许多飞机结构，下面我对我们接触的飞机结构进行简单的分析。
1右图所示为梁式翼面结构主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)．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纵墙。
该型式的机翼通常不作为一个整体，而是分成左、右两个机翼，用几个梁、墙根部传集中载荷的对接接头与机身连接。
薄蒙皮梁式翼面结构常用于早期的低速飞机或现代农用飞机、运动飞机中，这些飞机的翼面结构高度较大，梁作为惟一传递总体弯矩的构件，在截面高度较大处布置较强的梁。
2右图所示为翼肋普通翼肋构造上的功用是维持机翼剖面所需的形状。
一般它与蒙皮、长桁相连，机翼受气动载荷时，它以自身平面内的刚度向蒙皮、长桁提供垂直方向的支持。
同时翼肋又沿周边支持在蒙皮和梁(或墙)的腹板上，在翼肋受载时，由蒙皮、腹板向翼肋提供各自平面内的支承剪流。
加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结构不连续(如大开口处)引起的附加载荷。
3右图所示为铝蜂窝蒙皮机身蒙皮在构造上的功用是构成机身的气动外形，并保持表面光滑，所以它承受局部空气动力。
蒙皮在机身总体受载中起很重要的作用。
它承受两个平面内的剪力和扭矩；同时和长桁等一起组成壁板承受两个平面内弯矩引起的轴力，只是随构造型式的不同，机身承弯时它的作用大小不同。
4右图所示为机体结构机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备；还可将飞机的其它部件如尾翼、机翼及发动机等连接成一个整体。
桁梁式机身结构特点是有几根(如四根)桁梁，桁梁的截面面积很大。
在这类机身结构上长桁的数量较少而且较弱，甚至长桁可以不连续。
蒙皮较薄。
这种结构的机身，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的轴力。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机整体设计算例之杨若古兰创作任务请求：飞行高度：30-200m，飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷分量：0.5kg，背包式运输，发射方式：手抛式，回收方式：机腹着陆设计过程：无尾规划【方法：参考已有同类无人机】确定规划方式：主如果机翼、垂尾、动力、起落架等.（1）机翼根据经验或同类飞机确定：展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28°°，安装角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力减小，升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效力降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构分量上升】尖削比【尖削比影响升力展向分布，当展向升力分布接近椭圆时，升致阻力最小，低速机翼普通取0.4-0.5】后掠角【后掠角添加，横向波动性增大，配下反角】【后掠角添加，尾翼舵效添加】【后掠角添加，纵向阻尼加强，纵向动波动性加强】下反角【上反角添加，横向波动性添加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和便宜飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°，在当前的设计阶段，可通过气动计算来检查设计形态所须要的机翼实际的安装角.】机翼外型草图（2）垂尾垂尾方式：翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】（3）动力零碎方式电动无人机推进零碎安装地位次要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发方式、单发机翼后缘推进式.上面研讨各种安插方式对规划设计的影响.动力方式利益缺点实例机头拉进式螺旋桨前方进气波动未被干扰；容易实现重心地位设计；手抛发射不会对发射员形成风险；排气被机身和机翼禁止，影响动力零碎的效力；回收降落时，电动机和螺旋桨容易触地损坏机尾推进式机头可以安装任务设备；螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏；对螺旋桨的干扰较小；重心配置在设计重心点非常困难；单发翼前缘拉进式电动机不在占用机头地位；以便在机头安装任务设备；机身的阻力会发生一个较大的低头力矩；过高的机身也增大的结构分量，浸润面积也比较大双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备安插须要两台电动机，添加了零碎的复杂性单发机翼后缘推进式机头安装摄像设备螺旋桨的滑流直接吹在尾翼上，形成无人机的波动性变更2.无人机升阻特性（极曲线）估算前面确定了机翼的基本参数，要确定无人机的具体机翼参数，还须要晓得“起飞分量”、“翼载荷”，然后进行规划缩放.确定起飞分量，关键是电池分量，电池分量由飞机须要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定.升阻特性由飞机规划方式决定，可参考同类飞机，进行初步估算.（1） 零升阻力系数2.X（一张纸打比方）【参考面积统一为机翼面积】对于机翼、尾翼，普通以翼型最大绝对厚度为基础计算. 也能够直接根据各类飞机的统计值，拔取参考值.（2）升致阻力因子至此，可以估算得到飞机的极曲线 （3）飞机极曲线如果飞机分量晓得，获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求，根据航时请求可以得到能量请求，即：起飞分量决定功率能量但是起飞分量次要包含机体结构、任务设备、动力安装、电池.而电池分量又决定它包含的能量的多少.即：功率能量决定起飞分量确定其中一个须要依附对方，从而提出功重比的概念.起飞分量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞分量，从而提出翼载荷的概念.根据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的束缚分析方程：普通情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在无人机巡航、爬升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比.表4-1 无尾规划小型电动无人机参数统计代入上式，可得到巡航形态爬升形态：手抛速度V=10m/s：V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：巡航盘旋形态最大平飞速度形态后根据一些限制条件（起飞距离.....），找范围，确定响应满足条件的翼载和功重比若干组.子与任务设备..（1）飞机结构分量.普通起飞分量在几公斤范围内的小型无人机结构分量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为0.3.惯例飞机品种结构分量系数（2）动力安装分量动力安装包含电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞分量不随飞行发生变更.推导过程：力安装的比功率（功率/动力安装分量）.这一参数可以取统计值.【分析：最大功重比为48.4w/kg，小型手抛电动无人机分量不大于5kg，是以，最大需求的功率：250W】注：通常手抛电动无人机300w的电机分量约为100g，电调约为50g，电机与螺旋桨连接器为30g.从而有，动力安装的分量约为（3）电池分量电池分量=能量/能量密度..因为飞机在爬升段须要较高功率，在飞行高度不高（绝对地面<200米），爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长，下滑段可螺旋桨效力巡航速度.综上可得：电池分量表达式为螺旋桨效力：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效力-速度曲线，预选一个初值.在起飞爬升段，从而得到：另外，还须要晓得电池特性：实际比能量与平均比功率上图可以利用电池的放电特性曲线：电压-放电时间曲线（分歧电流下）.（怎样转换，上网查，斜率是放电时间）从上图中可以看出，MH-Ni比能量较低，但比能量随着比功率增大变更较小，适合大功率短时间情形，即适合飞行时间短、速度大的飞行器.LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大敏捷降低，适用于小功率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器.是以，本方案拔取LiSO2电池，根据航时请求为1小时，斜线与曲线交点得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg.另外，也能够根据统计来取值电池的比能量比功率统计.（4）飞机的起飞总分量.综合前面可得：主如果根据曾经确定的无人机整体参数及功能参数，确定无人机的需用功率，根据需用功率拔取合适的螺旋桨和电机.（1）需用功率/推力曲线无人机作定常平飞时，须要的功率.海平面下平飞需用功率曲线海平面下的飞机需用推力（2）螺旋桨拔取请求：昌敏：以推力作为目标，以巡航作为设计点a、螺旋桨必须在全部飞行速度范围内，提供足够的推力，以满足功率需求.最大飞行速度下，功率需求最大，螺旋桨的最大转速功率要大于最大平飞需用功率.b、电动无人机以巡航速度飞行时间最长，努力实现螺旋桨在巡航速度下效力最大化，且螺旋桨可用功率大于且接近其需用功率.从平飞需用功率曲线可知：最大需用功率为：43.4W，响应推力为：1.55N.（可以自已设计桨，也能够选择现有的桨） 根据经验选择若干桨. 桨的螺距、直径已知.螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数： （【注：转速用r/s 】 以上参数须要通过实验测量、PropCalc 软件仿真来获得.第一步：通过实验获取前进比J=0（V=0普通情况下，通过六分量天平测试分歧转速n下的螺旋桨的拉力T ，通过电压电流测螺旋桨的功率P ，从而可得到J=0所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）（留意：空速范围要覆盖所设计无人机的飞行速度范围，转速固定为10000r/min ）【方法一】查文献，找桨的C -V （C -J ），C T -V （C p -J ）曲线.利用文献桨与所选桨在V=0C p -V ，C T -V 曲线平移，得到所选桨的C p -V ，C T -V 曲线（次要缘由：目前没有折算公式）.【方法二】通过仿真软件PropCalc 计算，并结合静态结果批改 【方法三】风洞测试所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）-前进比曲线.以“巡航速度效力最高，各速度效力普遍较高”为原则，确定所选螺旋桨.（或改进螺旋桨，再提高效力.） 【注：转速不变，空速变更，相当于改变前进比，也能够用6000转，出来的曲线折算为前进比后，应当是分歧的】绝对值没关系】【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效力为0.75，对应前进比约为0.5-0.8之间，效力都在0.7以上.这一效力最好在巡航速度下出现.同时可根据最高效力，可选择最好的螺旋桨】第四步：利用C p 计算最大飞行速度下的最大转速功率P ，并进功率校核.（多个桨则可以的选择：大于且接近需用功率）.（V, n ）对应下功率P 数据>最大平飞功率/最大效力.（如果多桨，则可以根据功率情况进行选择，以”可用功率>需用功率且两者接近”为原则，排除一部分）【分析，可在最大飞行速度下，螺旋桨功率满足大于且接近的请求.最小功率需求是在12m/s下为13W，在12m/s下，螺桨最小转速功率为29W，较为接近.】第五步：一旦选定螺旋桨，则根据巡航速度V下的效力最大化确定巡航最好转速.（这就为电机选择提出了请求）a.巡航形态昌敏做法：.为电机选择作输入，拔取效力最高的电机.电机最大工作电压16.9V下，计算分歧速度下的可用推力或功率，进而确定最大最小飞行速度，即速度范围.须要迭代计算，迭代出合适的转速.效力就不考虑了. %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%巡航速度：18m/s❶功率校核：（实际上不必校推力，只需功率即可）以n=9600r/min为巡航转速，效力最高，但螺旋桨功率过高，不匹配，分歧适.【降低转速，损失一点效力，换取功率】❷取n=7500r/min，J=0.7087，效力为ƞ=0.72，功率校核：❸取n=6000r/min，J=0.8858，效力为ƞ功率校核：螺旋桨功率缺乏，舍去.【分析：如果想定在此效力、转速，则需优化气动特性，改进升阻比，降低需用功率.】❹取n=7000r/min，J=0.7593，效力为ƞ功率校核：❺反复迭代，约6900转为最好转速，可以满足效力与功率兼得.巡航最好转速:n=6800r/min，J=0.7816，ƞ功率校核：【分析：如果想进一步提高效力，则需换桨，是以要筹办尽可能多的螺桨作为备选桨.如果选择了效力最高的桨，仍想再提高效力，则须要改进飞机升阻特性.也就是说，一方面改桨，一方面改飞机升升阻特性】【总结：为何不克不及用需用功率、推力反推转速，因为这是一个隐式关系，没法事前确定Ct,Cp】飞机需用功率：43.4W，飞行速度：28m/s❶由前面的功率-转速-速度表可得出，取转速n=162.5r/s，(9750r/min)，前进比为J=0.8480，效力ƞ=0.65，功率校核：功率缺乏.❷取n=175r/s（10500r/min），前进比为J=0.7874，效力ƞ功率校核：❸取n=167r/s（10000r/min），前进比为J=0.8274，效力ƞ功率校核：反复迭代❹取n=170r/s（10200r/min），前进比为J=0.8106，效力ƞ功率校核：最大飞行速度转速为：10200r/min任务书中：爬升率为4m/s，爬升平均速度为：12m/s12000r/min）❶取转速n=200r/s（J=0.3113，ƞ功率不接近.11250r/min）❷取转速n=187.5r/s（J=0.3307，ƞ❸取转速n=175r/s （10500r/min ）2212412.6/V m s =+=，J=0.3543，ƞ螺旋桨功率：73.6124.70.59prop ljP P W η=== 功率校核：❹取转速n=162.5r/s （9750r/min ）2212412.6/V m s =+=，J=0.3816，ƞ螺旋桨功率：73.6115.00.64prop ljPP W η=== 功率校核：❺取转速n=150r/s （9000r/min ）2212412.6/V m s =+=，J=0.4134，ƞ螺旋桨功率：73.6106.70.69prop ljPP W η=== 功率校核： 反复迭代，爬升最好转速约为：9000r/min爬升扭矩为：106.70.1132*2(9000/60)*2prop P Q N mn ππ===⋅形态 螺桨效力螺桨功率最好转速 扭矩 爬升 9000 巡航 6800 最大速10200（3）电机的选择电机的次要功能参数有：V K ，内阻m R ，空载电流0I电机的效力：propdj P UI η=选择电机的请求：巡航效力高，电机的输出扭矩：0()T Q K I I =- 电动机的电压：m V n U IR K =+电机扭矩常数与KV 值的关系：309.5T V V K K K π==根据上面公式：Q I U备选电动机的功能参数飞机巡航形态下电机的电流、电压、功率、效力【，其工作电压最大，工作电流最小.】综上所述，本方案螺旋桨采取Taipan8-6，电机采取HiMax HC2812-0650，巡航形态：桨的效力0.70，电机效力0.8157，巡航形态电机电压11.3V，电机最大工作电压16.9V，采取5节聚合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池分量：0.31kg.近似等于与之前估计值.【注：如果严严重于前面估计值，还得从头走一遍前面的设计工作.】（1）机翼几何参数根据翼载可得：平均气动弦长：机翼视图（2）翼型的选择本方案设计的无尾规划电动无人机尺寸小，飞行速度低，雷诺数很小.翼型厚度绝对较小【不克不及太小，分量过大】.起飞和着陆段可能须要人工遥控飞行，飞机必须具有很好的天然飞行波动性，因为飞翼规划无平尾，这请求机翼具有正的零升俯仰力矩.整体对翼型的请求：S型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼型效力较高，在全部飞行速度范围内力矩线性变更.现有的小型无尾式无人机和飞翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510.备选翼型通常指巡航飞行时的升力系数.】设计雷诺数：【采取几何平均气动弦长：S/B】从Cm-alpha曲线上可以看出：只要EMX07、E186零升俯仰力矩系数为正，其它的均为负，纵向配平较难.E186零升俯仰力矩系数大，但从升阻比曲线上可以看出，EMX07最大升阻比大，从CL-alpha曲线上看出，EMX07失速迎角大.从CL-Cd曲线上可以看出，在设计升力0.3457附近，阻力基本不变.而且在分歧雷诺数下，EMX07的零升俯仰力矩系数变更不大.综上分析，本方案选用翼型为：EMX-07（3）垂尾设计尾翼具体参数计算采取典型飞机的尾翼容量系数法，本方案尾容系【尾容系数*尾翼升力系数=尾翼发生的力矩系数】展弦比：2.0；垂尾后掠角：45 重尾视图（4）舵面设计小型无尾规划电动无人机大多采取升降副翼混合控制实现俯仰和偏航控制，普通在机翼后缘安插舵面，利用控制零碎实现副翼和升降舵的功能.舵面设计在前期阶段不次要，要根据后期把持功能来进一步点窜. 对速度不高的飞机，舵面绝对面积约取为0.3~0.4.副翼面积绝对机翼面积普通5%~7%；副翼绝对弦长约为20%~25%；普通副翼偏角δ，不超出25º.本方案无人机的升降副翼安插在翼尖.2后缘上下偏角±25°因为本方案飞机起飞着陆时需人工把持，所以须要有较好的静定性.即长之比.重心地位由内部装载安插确定，焦点则由气动规划确定.利用AAA飞机设计软件计算无人机的焦点位于机翼根弦前缘点后距离.（使用软件来确定飞焦点）对于本方案的飞翼规划，机翼焦点可近似为全机的焦点，具体确定后掠翼焦点的方法如下：即重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m，重心地位确定.对于小型电动无人机，其重心地位可以根据操稳特性计算后，通过挪动电池地位来调整.（1）三维模型本方案三维数学模型的建立使用CATIA完成.三面图前视图俯视图侧视图后果图（2）内部装载安插电动无人机机身内部装载有电池、主动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、窥伺设备.在机翼中段的分置见图所示.内部装载安插可以工程解析法计算，也能够涡格法ALV软件计算.估计AAA也能计算.气动特性包含飞机的升力特性、阻力特性和力矩特性.工程估算分析结果将作为功能计算的输入，用于飞行功能的分析.（1）全机升力特性分析算：.亚音速时，对于具有等翼型、线性扭转角分布的机翼，其零升迎角可用下式估计：.【注：速度低空气紧缩性不考虑，因为飞翼规划忽略机翼扭转】【注：机翼的零升迎角不是全机的零升迎角，因为存在安装角.】零升力系数【零升力系数=零升迎角*升力线斜率】通常机翼的零升力系数为机翼零升力系数与平尾升力系数之和.本方案无平尾.则.有了全机的零升力系数和升力线斜率，可以求得零升迎角：实际上，有了机翼的零升迎角，因为无尾翼，但机翼存在安装角，可知，全机的零升迎角为-2.8度.初步估计可采取下式在雷诺数差不多的情况下，干净机翼的最大升力系数通常取由二维翼型数据确定的翼型最大升力系数的90％摆布.机翼后掠使最大升力系数减小，由无后掠机翼的最大升力值乘以1/4弦利益的后掠角的余弦得到下式：对于本方案巡航形态全机的雷诺数为300000，翼型在此雷诺数下的最大升力系数由翼型选择可知.机翼最大升力对应的迎角：通过查表，查什么表？】全机的最大升力系数：全机的最大升力系数对应的失速迎角：（有点成绩，没考虑安装角）（2）全机阻力特性分析阻力分为零升阻力和升致阻力，对于低速电动机，零升阻力次要为压差阻力和摩擦阻力.a.全机零升阻力系数FF来估算飞机每一部件的亚音速零升阻力.然后用因子Q来考虑部件阻力的彼此干扰，FF和Q的乘积.【可以用于计算机翼、平尾垂尾等的零升阻力系数】采取部件构成法，亚音速飞机零升阻力估算公式为：Q为干对于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，但对于低雷诺数飞行器，气流大部分可能是层流.普通地，当雷诺数在50万时，气流流过平板会从层流变成紊流，转捩点地位为:❶机翼机翼处于层流层和紊流层的摩擦阻力系数为：紊流：从而，机翼的平板摩擦阻力系数为：机翼的外形因子：CATIA三维设计图中测量，S为三视图外露平面面积】机翼零升阻力系数：❷垂尾垂尾零升阻力系数：总的废阻力还包含飞机特殊部件的杂项阻力，如襟翼、固定式起落架、上翘的后机身及底部面积，而且把估计的漏泄及鼓包阻力一路加到总阻力中.杂项阻力可以使用大量的经验图表及公式分别确定，然后把结果加到上面已确定的零升阻力中去.4%.【飞翼规划全机零升阻力系数可用机翼零升阻力系数近似，这里不计两个垂尾的零升阻力系数】全机零升阻力系数： b. 全机升致阻力系数可以采取涡格法求引诱阻力因子.也能够用解析法c. 全机极曲线（3）全机俯仰力矩特性分析全机俯仰力矩由机翼和尾翼俯仰力矩构成，但飞翼规划没有平尾，则机翼俯仰力矩则为全机俯仰力矩.可以用涡格法计算.❶机翼计算机翼俯仰力矩系数的参考面积为机翼面积，参考长度取为平均气动弦长.力矩参考点取为设计重心处.机翼的扭转和平面外形.当全部机翼处于零升力迎角时，局部剖面的升力其实不都为零，会惹起附加的零升力矩.当展弦比大于2.5，后掠角小是以，机翼俯仰力矩系数对升力导数为：❷垂尾没有垂尾全机零升俯仰力矩系数为：飞机波动性是飞机设计的一项次要目标.在评价飞机波动性过程中主如果通过飞机的气动导数来判断.【请求：理解各导数物理意义，把握一种计算方法】（1）横航向静导数计算横航向静导数是指飞机因侧滑而惹起的横向力、滚转力矩和偏航力矩等系数对侧滑角的导数.a. ❶翼身组合体.小迎角时，机翼贡献是小量，机身贡献包含干扰，则积.S 为机翼面积【如何得来？】❷垂尾本机机翼两端设置垂尾，此处按照双垂尾计算：S 为机翼面积；从而，全机的横向力对侧滑角的导数为b.。
飞机结构简介
并建立维修记录档案，以供日后参考和查询。
维修手册
手册内容
维修手册是飞机维护和检修的重要工具，主要包括飞机的结构图、系统图、部件更换程序 、安全操作规程等内容。
使用人员
维修手册的使用人员主要是专业的维修人员和飞行员，他们需要经过严格的培训和学习才 能掌握维修手册的内容和使用方法。
更新与修订
随着技术的不断发展和飞机制造的不断改进，维修手册也需要不断更新和修订，以适应新 的飞机型号和维护需求。
检查时间
飞行前检查的时间一般根据航班的时间表来确定，在航班 起飞前进行。
飞行后检查
01
检查内容
飞行后检查主要包括对飞机的外观进行检查，如机身、机翼、起落架等
，以及对飞机的各个系统进行性能测试和维护。
02
检查时间
飞行后检查一般在航班着陆后立即进行，以便及时发现和解决潜在的问
题。
03
维修记录
每次飞行前和飞行后，维修人员都会对飞机的检查情况进行详细记录，
提高飞行安全性，降低人为误差 。
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设计重点
注重结构强度、刚度和疲劳寿 命等方面的要求。
机翼结构
01
结构类型
包括单翼、双翼和多翼等机翼结构 类型。
结构组成
机翼结构通常包括主翼、副翼、襟 翼等部分。
03
02
主要材料
通常由铝合金、钢材、复合材料等 材料构成。
设计重点
注重气动性能、结构强度、刚度和 疲劳寿命等方面的要求。
04
尾翼结构
结构类型
铝合金具有良好的塑性和加工性，易于进行各种 成型和加工操作。
钢
高强度
01
钢具有很高的强度和硬度，适用于制造承受较大载荷的飞机结
飞机构造之结构
第一章飞机结构概述飞机载荷载荷、变形和应力的概念机翼结构机身结构尾翼和副翼机体开口部位的构造和受力分析定位编码系统1.1.概述固定机翼飞机的机体由机身、机翼、安定面、飞行操纵面和起落架五个主要部件组成。
直升机的机体由机身、旋翼及其相关的减速器、尾桨（单旋翼直升机才有）和起落架组成。
机体各部件由多种材料组成，并通过铆钉、螺栓、螺钉、焊接或胶接而联接起来。
飞机各部件由不同构件构成。
飞机各构件用来传递载荷或承受应力。
单个构件可承受组合应力。
对某些结构，强度是主要的要求；而另一些结构，其要求则完全不同。
例如，整流罩只承受飞机飞行过程中的局部空气动力，而不作为主要结构受力件。
1.2.飞机载荷飞行中，作用于飞机上的载荷主要有飞机重力，升力，阻力和发动机推力（或拉力）。
飞行状态改变或受到不稳定气流的影响时，飞机的升力会发生很大变化。
飞机着陆接地时，飞机除了承受上述载荷外，还要承受地面撞击力，其中以地面撞击力最大。
飞机承受的各种载荷中，以升力和地面撞击力对飞机结构的影响最大。
1.2.1.平飞中的受载情况飞机在等速直线平飞时，它所受的力有：飞机重力G、升力Y、阻力X和发动机推力P。
为了简便起见，假定这四个力都通过飞机的重心，而且推力与阻力的方向相反。
则作用在飞机上的力的平衡条件为：升力等于飞机的重力，推力等于飞机的阻力。
即：Y = GP = X图1 - 1 平飞时飞机的受载飞机作不稳定的平飞时，推力与阻力是不相等的。
推力大于阻力，飞机就要加速；反之，则减速。
由于在飞机加速或减速的同时，飞行员减小或增大了飞机的迎角，使升力系数减小或增大，因而升力仍然与飞机重力相等。
平飞中，飞机的升力虽然总是与飞机重力相等，但是，飞行速度不同时，飞机上的局部气动载荷（局部空气动力）是不相同的。
飞机以小速度平飞时，迎角较大，机翼上表面受到吸力，下表面受到压力，这时的局部气动载荷并不很大；而当飞机以大速度平飞时，迎角较小，对双凸型翼型机翼来说，除了前缘要受到很大压力外，上下表面都要受到很大的吸力。
飞机设计知识点
飞机设计知识点飞机设计是航空工程中的重要环节，涉及到飞机的结构、材料、气动性能等多个方面。
在本文中，将介绍一些与飞机设计相关的基本知识点。
一、飞机结构飞机结构是指飞机的组成部分和它们之间的连接方式。
常见的飞机结构包括机翼、机身、机尾和机翼等。
机翼是飞机承载飞行荷载的主要部分，通常采用翼梁结构来支撑。
机身是飞机的主要载体，用于容纳乘客和货物。
机尾包括垂直尾翼和水平尾翼，用于控制和稳定飞机。
二、材料选择飞机设计中材料的选择至关重要，因为它直接影响到飞机的性能和安全性。
常见的飞机材料包括金属、复合材料和塑料等。
金属材料通常用于飞机的结构件，如铝合金和钛合金。
复合材料由纤维增强材料和基质组成，具有轻质、高强度和抗腐蚀性能优异的特点，广泛应用于现代飞机机翼等结构件。
塑料材料常用于飞机的内饰和覆盖件。
三、气动性能飞机的气动性能是指飞机在飞行中的空气动力学行为。
其中包括气动力、气动性能和气动外形等方面。
气动力是指飞机在空气中运动时所受到的力，包括升力、阻力和推力等。
气动性能是指飞机在不同空速、攻角等条件下的飞行性能，如爬升率、最大速度和航程等。
气动外形是指飞机的外形设计，对飞机的气动性能和飞行稳定性有着重大影响。
四、控制系统飞机设计中的控制系统用于控制飞机的飞行姿态和运动状态。
常见的控制系统包括操纵系统、液压系统和电气系统等。
操纵系统用于操纵飞机的运动，包括行星齿轮系统、电传操纵系统和液压操纵系统等。
液压系统用于提供操纵力，实现飞机各部件的运动。
电气系统则用于控制飞机的电子设备和系统。
五、安全性设计飞机设计的一个重要考虑因素是安全性。
飞机设计师需要考虑飞机在不同飞行阶段的安全性要求，如起飞、爬升、巡航、下降和着陆等。
安全性设计包括结构强度计算、燃油系统设计、避雷系统设计等。
同时，飞机设计中还需考虑飞机的防火性能、应急撤离和飞机失速等问题。
六、人机工程学人机工程学是一门研究人与机器之间交互作用的学科，也是飞机设计中的重要领域。
飞机机翼结构优化设计与仿真分析
飞机机翼结构优化设计与仿真分析一、引言飞机机翼是飞机的主要机构之一，起到支撑飞机、提供升力等作用。
随着飞行技术的发展，飞机机翼结构的优化设计变得越来越重要。
在本文中，我们将介绍飞机机翼的结构优化设计和仿真分析的相关内容。
二、飞机机翼结构的基本构成飞机机翼的结构由以下部分组成：1. 前缘前缘位于机翼前端，是机翼最前部分的曲面。
它的主要作用是提供进气口，引导飞机前进时的气流。
2. 后缘后缘位于机翼尾端，是机翼最后部分的曲面。
它的主要作用是控制气流，使得机翼在飞行时能够产生所需的升力。
3. 翼根，翼梢翼根是机翼与机身连接的部分，翼梢是机翼的顶端。
它们的形状和角度对于整个机翼的升力和阻力都起到重要的作用。
在结构优化设计中，翼根和翼梢的设计需要考虑材料的选择和机翼的刚度等因素。
4. 机翼壳体和肋骨机翼壳体是机翼表面的曲面部分，肋骨是机翼内部的构件。
机翼壳体和肋骨的设计需要考虑机翼的重量和刚度等因素。
在优化设计中，需要考虑如何减少机翼的自重，并提高机翼的刚度，以达到更好的飞行性能。
三、飞机机翼结构优化设计在飞机机翼结构优化设计中，需要考虑以下几个方面：1. 材料选择在机翼结构优化设计中，材料的选择非常重要。
需要考虑材料的强度、刚度、重量、耐腐蚀性、环保性等因素。
目前常用的机翼材料有铝合金、碳纤维等。
2. 结构设计机翼的结构设计应基于受力分析和加工制造的限制，尽量减轻机翼的自重，提高机翼的刚度和强度。
在设计过程中，需要考虑机翼的气动特性和机身的匹配性，以达到更好的飞行性能。
3. 翼型设计机翼的翼型对于机翼的升力、阻力和稳定性都有着重要的影响。
合适的翼型可以提高机翼的升力系数和气动效率，减少机翼的阻力。
因此，在机翼结构优化设计中，选择合适的翼型至关重要。
四、飞机机翼结构仿真分析在机翼设计过程中，仿真分析可以帮助我们预测机翼在不同工况下的性能，避免因设计不合理而造成的安全隐患。
主要的仿真分析工具有以下几种：1. ANSYSANSYS是目前广泛应用于飞机机翼结构仿真分析的商用软件。
飞机结构及其特点
按翼梁的数目，梁式结构可分为单梁式、双梁式和多梁 （3~5根梁）式。
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①梁式结构
单梁式：翼梁通常放在剖面最高处，以便充分利用结构高 度，提高翼梁的抗弯能力，减小缘条中因弯矩引起的拉压
上，蒙皮将作用在上面的局部气动力传给结构骨架。在总体承
载时，蒙皮和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式
薄壁结构承受翼面扭矩，与长桁一起形成壁板承受翼面弯矩引
起的轴力。
根据蒙皮参与受力的程度可分两类：一类只能承受气动力载荷，
有布质蒙皮、层板蒙皮和薄金属板蒙皮，早期的低速飞机广泛
使用。另一类不仅可以承受气动力载荷，而且可在不同程度上
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（5）翼肋
加强翼肋 主要用于承受固定在翼面上的部件（起落架、发动机、副
翼及翼面其他活动部分悬挂接头）的集中力和力矩，并将它们 传递转化为分散力传给蒙皮和翼梁、纵墙的腹板。结构不连续 的地方也要布置加强肋，用于重新分配在纵向构件轴线转折处 壁板和腹板之间的力，或在翼面结合处和大开口边界上将扭矩 转变为力偶。加强肋有很大的横截面积，挤压型材制成的缘条、 腹板不开口，用支撑角材加强，翼肋上的桁条重新对接，不需 要切断翼肋缘条。有时这样的翼肋由锻件制造，或采用桁架式 结构。
（1）蒙皮骨架式 ①梁式； ② 单块式； ③ 多墙式
（2）整体壁板式 （3）夹层结构
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机翼的受力分析
机翼主要受：剪力、弯矩、扭矩 剪力主要是由翼梁腹板承受的。 弯矩要使机翼产生弯曲变形， 弯矩引起的轴向力
飞机结构与系统
飞机结构与系统一、引言飞机结构与系统是飞机设计与制造中至关重要的一部分。
它涵盖了飞机的设计、材料选择、结构安全性、机载系统等多个方面。
本文将介绍飞机结构与系统的基本概念、主要组成部分以及设计原则。
二、飞机结构的基本概念1.主要组成部分–机身：飞机的主体结构，通常包括机头、机尾和机翼的连接部分。
–机翼：产生升力的关键部件，通常由主翼和副翼组成。
–尾翼：控制飞机姿态的部件，通常由水平尾翼和垂直尾翼组成。
–起落架：支撑飞机在地面行驶和起降的部件。
–发动机支架：固定安装发动机的结构。
2.结构材料–金属材料：如铝合金、钛合金等，常用于飞机的结构部件。
–复合材料：如碳纤维、玻璃纤维等，具有较高的强度和轻质化特性，广泛应用于现代飞机。
–纺织品：如织物、缝合线等，用于飞机内饰和安全带等部件。
三、飞机系统的主要组成部分1.动力系统–发动机：提供飞机所需的推力，通常有涡轮喷气发动机和涡桨发动机等类型。
–燃油系统：负责存储和供应燃油。
–冷却系统：确保发动机和其他关键部件的温度控制。
2.控制系统–飞行控制系统：包括飞行操纵系统、自动驾驶系统等，用于控制飞机的姿态和操纵。
–电气控制系统：用于飞机各个系统的电力供应和控制。
–液压控制系统：用于操纵和控制飞机的液压系统。
3.气源系统–压气机：用于提供机载气源，供应给相关系统使用。
4.辅助系统–环境控制系统：负责飞机的空调、供氧等工作。
–消防系统：用于应对可能发生的火灾事故。
–导航系统：用于飞机的导航和定位。
–通信系统：用于飞机与地面的通信。
四、飞机结构与系统的设计原则1.安全性：飞机结构与系统的设计必须满足航空器运行的安全要求，保证在各种工况下的结构安全和系统可靠性。
2.结构轻量化：采用轻质材料和合理的结构设计，以降低飞机自重，提高机载有效载荷和航程。
3.系统模块化：将飞机系统划分为独立的模块，并通过标准化接口进行连接，以方便维护和升级。
4.节能环保：优化动力系统和控制系统设计，降低燃料消耗和排放。
含翼尾水平翼飞机结构优化设计与研究
含翼尾水平翼飞机结构优化设计与研究带翼尾水平翼飞机（winglet-mounted horizontal tail，简称WMHT）是一种新型的飞机结构设计，它的独特结构能够优化飞机的气动性能，减少飞机的阻力，提高燃油效率。
在本文中，我们将深入研究WMHT的结构、优势和优化设计。
一、WMHT的结构WMHT是一款垂直尾翼和水平稳定面之间添加了类似于鲨鱼鳍的小翼状结构的飞机。
这个特殊形状的结构被称为翼尖加装尾翼（winglet-mounted tail，在文献中也被称为“带翼尾水平翼”）。
WMHT的小翼状结构存在的目的是通过增加翼展来减小机翼的端部涡，从而减少了阻力的产生，提高了整个飞机的气动性能。
这种设计提供了翼尖近似于延长的效果，从而改善了飞行控制和稳定性。
此外，WMHT的结构还包括一个最小Mach数到一定程度仍可使用的多种阶段控制系统，以确保在各阶段都有最佳空气动力学效率的发挥。
二、WMHT的优势WMHT通过改进产生阻力的系统来减小整个系统的总阻力，从而获得了各种优点，包括：1. 提高燃油效率：采用WMHT结构可以降低阻力，这意味着飞机需要更少的推力飞行，在最长的航段下燃油效率得到提高。
2. 提高飞机的速度：WMHT不仅减少空气阻力，还能提高飞机的速度和飞行效率。
3. 减轻飞机的质量：WMHT有能够减轻飞机结构重量的优点，这意味着制造商可以使用更轻的材料来生产飞机。
4. 提高飞机的稳定性：WMHT可以平衡飞机操纵的力矩，这样飞机就可以更容易地飞行和控制，展现出更好的稳定性。
三、WMHT的优化设计WMHT的优化设计需要综合考虑多个因素，包括空气动力学、材料科学、结构设计等多个方面。
当这些要素彼此协调并且融为一体时，WMHT的优化设计可以大大提高飞机性能。
1. 道路流通行：在WMHT的翼根，总是会产生大量的湍流，影响着WMHT的稳定性。
因此，将WMHT的翼根细节设计成相对平整的形状可以避免这种情况出现，从而提高WMHT的性能。
飞机总体大作业——四代机设计方案2
取,0025.0=feC S 浸湿/S 参考=3。
2参考浸湿S S C C feD =0=0。
0025×3。
2=0.00820201LD LD D C Ae C KC C C π+=+=其中：C D0 为零升阻力(废阻力）系数，C L 为升力系数；K 为诱导阻力因子，A 为机翼展弦比,e 为奥斯瓦尔德效率因子。
3.2,1==A Ae K π 其中0.680.154.61(10.045)(cos ) 3.1LE e A =-Λ-=4。
61（1—0。
045×2。
30.68）(cos42°）0.15-3。
1 ＝0。
9596 亚音速下（L/D ）max =0。
5(Ae/C D0）0。
5=14。
72．6推重比的确定T/W 直接影响飞机的性能.一架飞机的T/W 越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能够达到的最大速度也越高,转弯角速度也越大。
另一方面，发动机越大，执行全部任务中的油耗也越多，从而使完成设计任务的飞机的起飞总重增加。
T/W 不是一个常数.在飞行过程中,随着燃油消耗，飞机重量在减小。
另外，发动机的推力也随高度和速度变化.当提到飞机的推重比时,通常指的是在海平面静止状态（零速度）和标准大气条件下、而且是在设计起飞重量和最大油门状态下的推重比。
对于战斗机,另一个常被提到的推重比是格斗（作战）时的推重比 影响起飞推重比的主要性能指标有：(1) 起飞性能 (2) 最大平飞速度 (3) 加速性 (4) 巡航性能 (5) 爬升性能 (6) 盘旋性能 (7) 最小平飞速度推重比估算的几点说明：1 为满足各个性能指标的要求，需根据各个性能指标所确定的推重比的最大值来确定全机的推重比.W确定的情况下,可以由起飞性能要求(起飞滑跑距离）来2 在起飞翼载荷ST.估算起飞推重比WT也可以用统计方法给出。
3 起飞推重比WT=0.9 ，W＝27648 kg（1）在空中格斗时：W所以T＝24883kgT＝0。