飞机桨叶设计
计算机辅助飞机设计
实验五：桨叶设计
一、实验要求
1、掌握三维设计的基本方法和思路；
2、通过复杂三维实体的造型练习，综合掌握零件设计模块、曲面设计模块、工程分析模块
的主要功能和具体操作；
3、切实体会CATA软件在计算机辅助飞机设计方面的强大功能。
二、实验内容
1、绘制基本的翼型轮廓
⑴选择菜单Start / Mechanical Design / Part Design，进入零件设计平台。利用【Reference Element】工具栏中的按钮，生成表5-1所示的33个点，X坐标和Z坐标在表中取，Y 坐标全部取为“0”。生成的点如图5-1所示。
表5-1 基本翼型数据
X（mm）上面点的Z坐标（mm）下面点的Z坐标（mm）
0 3.5
1.25 5.45 1.93
2.5 6.5 1.47
5 7.9 0.93
7.5 8.85 0.63
10 9.6 0.42
15 10.68 0.15
20 11.36 0.03
30 11.7 0
40 11.4 0
50 10.52 0
60 9.15 0
70 7.35 0
80 5.22 0
90 2.8 0
95 1.49 0
100 0.12 0
图5-1 生成的点
⑵选择菜单Start / Shape / Generative Shape Design，进入基本曲面设计平台。单击【Wireframe】工具栏上的按钮，然后从点（0，0，3.5）开始，到（100，0，0.12）结束，顺时针依次选择上部的17个点，单击按钮，即生成样条曲线1。然后同样连接从点（0，0，3.5）到点（100，0，0）结束，顺时针选择下部的17个点，生成样条曲线2，如图5-2所示。
图5-2 生成的翼型样条曲线
⑶选择【Reference Element】工具栏中的按钮，会出现如图5-3所示的对话框，在【Line Type】下拉列表中选择“Point-Point”生成方式，然后依次选择点（100，0，0.12）和点（100，0，0），单击按钮，即生成了连接两点的线段1。同样连接点（0，0，3.5）和点（100，0，0），生成线段2。
图5-3 生成直线
⑷把生成的样条曲线和线段连接起来。单击【Operations】工具栏上的按钮，依次选择样条曲线1、线段1及线段2，单击按钮，三者就连接起来成为一体“Join.1”。同
样的方法连接样条曲线2和线段2，生成“Join.2”
2、利用基本翼型生成用于放样的轮廓
注意：
在这里共需上下各14个轮廓来生成螺旋桨桨叶，它们相对于基本翼型的缩小比例、沿Y向的距离弦长和绕Y轴的转角见表5-2。
这些轮廓的生成方法都是相同的，这里只讲解一个，其他的轮廓可以按照表中提供的数据来生成。
表5-2 翼型数据
缩小的比例Y向的距离(mm) 绕Y轴转角（°）
0.18 325 15
0.22 300 16.5
0.25 276 18
0.28 252 19
0.31 228 21
0.34 204 23.5
0.36 180 26
0.38 156 30
0.40 131 33
0.39 107 35
0.37 83 35
0.35 59 35
0.32 30 35
0.32 0 35
⑴对基本翼型进行缩放。
单击【Operations】工具栏上的按钮，会出现如图5-4所示的对话框。在【Element】文本框中选择刚生成的“Join.1”；单击【Reference】文本框，使文本框变蓝，单击右键，出现如图5-5所示的菜单，选择【Create Point】选项，出现如图5-6所示的对话框，输入坐标（0，0，0）单击按钮，这是在【Reference】文本框内生成了“Point34”作为
参考点；最后在【Ratio】文本框中输入比例0.18，单击按钮就生成了轮廓“Scaling.1”。
图5-4 【Scaling Definition】对话框图5-5 右键菜单图5-6 生成参考点
⑵对完成缩放的翼型进行平移
单击【Operations】工具栏上的按钮，在弹出的【Translate Definition】对话框中进行如图5-7所示的设置，生成轮廓“ranslate.1”。
图5-7【Translate Definition】对话框的设计
注意：
在对【Direction】文本框进行设置时，只需单击右键，在弹出的快捷菜单中选择“Y Axis”即可；
通过单击按钮，隐藏原有的轮廓，这样，轮廓就被移动到预定位置了。
⑶按指定角度旋转平移后的轮廓
单击【Operations】工具栏上的按钮，在弹出的【Rotate Definition】对话框中进行如图5-8所示的设置。
图5-8 【Rotate Definition】对话框的设置
注意：
在对【Axis】文本框进行设置时，只需单击右键，在弹出的快捷菜单中选择“Y Axis”即可；
通过单击按钮，隐藏原有的轮廓，这样，轮廓就被旋转到预定位置了。
⑷按照表5-2的数据参照步骤⑴、⑵、⑶，生成上部的其他13个轮廓，用同样的方法，按照同样的数据生成下部的14个轮廓。如图5-9所示。
图5-9 生成螺旋桨桨叶所需的上、下各14个轮廓
3、放样生成螺旋桨
⑴生成桨叶
选择Start / Mechanical Design / Part Design命令回到零件设计平台，单击按钮，出现如图5-10所示的对话框，依次选择上部的14个轮廓，再单击按钮，即生成了桨叶上半部分，同样生成下半部分。最后生成的螺旋桨桨叶如图5-11。
图5-10 【Loft Definition】对话框
图5-11 生成的螺旋桨桨叶
⑵添加材质
在特征树上选择PartBody节点，然后单击按钮,选择Aluminium。
至此,一个完整的螺旋桨桨叶设计完毕。
4、螺旋桨桨叶的分析
选择菜单Start / Analysis and simulation / Generative Structural Analysis,对桨叶进行工程分析。
飞机总体设计大作业教学提纲
飞机总体设计大作业
飞机总体设计大作业 作业名称 J-22 战斗机的设计 项目组员靳国涛马献伟张凯郑正路所在班级 01010406班
目录 第一章任务设计书．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．3 第二章 J-22初始总体参数和方案设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.1重量估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．5 2.2确定翼载和推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．6 2.1.1确定推重比．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．9 2.1.2 确定翼载．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．10 2.3 飞机升阻特性估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.1 零升阻力的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．12 2.3.2 飞机升阻比的估算．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．14 2.4 确定起飞滑跑距离．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．15 2.5 飞机气动布局的选择．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．17 2.6 J-22隐身设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．18 第三章 J-22飞机部件设计．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．20
B747型飞机夹具样板设计方法研究
B747型飞机夹具样板设计方法研究 摘要：文章主要论述了B747型飞机夹具样板设计的两种方式，即传统的依据PCM图的设计方式与应用数字化三维数据集的设计方式。对于这两种设计方法的设计过程进行了详细的阐述，并对这两种设计方法的优点与缺陷进行了对比与分析。 关键词：夹具样板；三维数据集；PCM图 中图分类号：V267 文献标识码：A 文章编号：1006-8937（2016）15-0001-02 1 夹具样板的基本特征和主要用途 1.1 基本特征 凡用于制造安装和检验标准样件或装配工艺装备、检验夹具的样板统称为夹具样板。按工装设计部门所提供的夹具样板图及其技术要求制造。 1.2 主要用途 ①制造安装标准样件； ②安装装配夹具，检验夹具和装配型架等。 2 B747型飞机夹具样板的设计 B747型飞机夹具样板的设计依据一般分为两种，即PCM 图和三维数据集。在实际设计过程中，要根据不同情况采用
不同的设计依据。 2.1 依据PCM图的设计方法 由于B747型飞机的机型较老，项目持续时间较长，因 此该机型与其他新机型相比缺少数字化设计制造依据，例如三维数模、电子图纸等。但是该机型拥有大量外方提供的PCM图，均为以1：1比例绘制而成的胶版，这些PCM图可作为设计制造的依据，这也是B747型飞机最大的特点之一。在设计B747型飞机夹具样板时首先要考虑的，同时也是最 常用的设计依据就是PCM图。 首先，根据工装设计部门提供的夹具样板图找出该块夹具样板所涉及到的零件图号、站位（如：框、长桁）以及标记线（如：WL、LBL）和孔位（如：K孔、工具孔）等元素，如图1所示，然后根据零件图号查找该图号的图纸，此时可根据夹具样板图中提供的站位和长桁的信息在图纸上查找 相应位置的视图或剖视图，查到后检查在所需的视图或剖视图中是否包含了夹具样板图中涉及到的所有元素，如所需零件边缘、标记线、孔位等，若内容齐全则可按照该PCM图制造此夹具样板。 有些夹具样板中还含有一些尺寸标注，如图1中的“200”，这种情况表示该夹具样板除按照PCM图制造外还要按标注 的尺寸制造，上图中标记零件外缘的一侧为样板的工作边，按尺寸加工的一侧为非工作边。
民用飞机气弹簧计分析
民用飞机气弹簧设计分析-机械制造论文 民用飞机气弹簧设计分析 唐行微 （上海飞机设计研究院结构部，中国上海201210） 【摘要】气弹簧是性能可靠和安装方便的定制结构件，相对于民机上使用的传统机械弹簧单元在重量上具备优势。本文介绍了气弹簧的组成结构和工作方式，通过民用飞机舱门设计中的工程实例简要描述了在民机舱门上气弹簧设计的方法，通过CATIA仿真来模拟气弹簧的安装及运行来优化气弹簧的各项基本参数，并且给出了民机气弹簧的可靠性计算标准。 关键词气弹簧；民机舱门；可靠性 0 前言 气弹簧是一种可以实现支撑、缓冲、制动、高度及角度调节等功能的零件，在工程机械中，主要应用于雷达罩、口盖、舱门等部位。气弹簧主要由活塞杆、活塞、密封导向套、填充物、压力缸和接头等部分组成，在密闭的缸体内充入和外界大气压有一定压差的惰性气体或者油气混合物,进而利用在活塞杆横截面上的压力差完成气弹簧自由运动。工作时，惰性气体、油液通过活塞上的阻尼孔时产生阻尼作用，控制气弹簧的运行速度，其运行速度相对缓慢、动态力变化不大。在飞机结构舱门设计中经常使用弹簧作为机构功能实现的一部分单元，通常用于提供手柄回弹的回复力，机构运作的助力以及防止机构意外运动的过中心阻力。其中用于提供助力和阻力的弹簧通常为压缩弹簧，舱门设计中通常采用传统机械弹簧，这种设计存在两方面的劣势：一是传统机械弹簧其材料通常为321固溶钢或者15-5PH不锈钢，在重量上需要付出一定代价，二是目前航空领域弹
簧制造主要通过辅助工具手工弯制，其实际力学性能通常与设计目标存在一定差异且不稳定。气弹簧由于其安装方便，工作平稳，使用安全，成为汽车和机械制造等领域的标准配件。相对于传统机械弹簧，定制气弹簧在确保满足设计需求和重量上具备明显的优势，舱门机构中使用的多处弹簧单元均可使用气弹簧来替代。 本文根据实际舱门的结构特点及气弹簧在舱门上的具体应用，对安装在舱门上的气弹簧的运动状态进行了分析和研究，给出了具体舱门气弹簧的设计步骤，同时对于民机舱门在使用条件及可靠性方面做了基本的分析。 1 工程实例 某型民用飞机设计舱门重量为8.39kg。舱门重心与铰链臂中心转轴的距离为：360.367mm。由于门体、铰链臂(门体进行开关运动的中心) 和气弹簧构成一个杠杆系统。在门打开过程中，通过门体本身重力和气弹簧阻力的双重作用，控制门下降速度门在完全打开位置时，伸展到极限程度。 根据周边结构的实际可安装空间情况确定使用两个气弹簧，并将气弹簧的完全压缩力初步设计为门体重量的3 倍左右，考虑摩擦力等影响，将气弹簧的完全压缩力初步确定为300N。 下图为飞机航截面投影面，两侧气弹簧的安装相对于门体对称面为对称结构。
人工湿地设计参数
.2 人工湿地污水处理技术设计原理 5.2.1 人工湿地设计内容[46] （1）确定详细的废水流速，污染物负荷及期望的处理效果。 （2）优化区域结构，进出水区域结构要利于水控制、水循环和分配等。 （3）处理单元的接连水渠构造根据情况选择串联或者并联。 （4）改变处理单元内部及不同处理单元之间的深度，以利于更好的分配水流、形成多样性环境及有利于污染物的去除。 （5）制定湿地植物的选择方案、种植密度、种植方式等。 （6）制定良好的运行维护计划，以便后续的维护管理。 5.2.2 人工湿地设计参数 人工湿地的设计因素会影响到其运行效果，主要的设计参数包括湿地尺寸参数、水力参数和构造参数三类。其中，湿地尺寸参数主要包括湿地长宽比、面积、深度等；水力参数主要包括水力停留时间、表面负荷率、水力坡度、水动力弥散系数等；构造参数主要包括填料种类、渗透性、植物选种等。 5.2.2.1 水力停留时间（Hydraulic Retention Time ,HRT） 人工湿地水力停留时间是指污水在湿地内部平均驻留时间，是人工湿地处理系统最重要的参数之一，它影响系统的除氮除磷效果，水利停留时间越长，对氮磷的去除效果越好。 理论上的HRT可按照下列公式计算：t = V ×ε / Q ，其中，V是人工湿地基质在自然状态下的体积，m3；ε是孔隙率，%；Q是人工湿地设计水量，m3/d。但是在实际运行中，随着孔隙率的变化，水力停留时间通常为理论值的40%~80%。 通常情况下，表面流人工湿地2天左右即可在沉降区去除大约80%的总悬浮物。英国环境署对表面流人工湿地的好氧反应区研究表明，水力停留达到2d以上后，各类藻类开始生长，引起pH变化，促进植物生长，促进氨氮的挥发，磷的沉降，不过为了防止水华，HRT限制在3~4天左右。Kadlec则认为，在人工湿地的植物净化区域，1~2天即可去除90%的NO2-N，也就是说2~3天的时间可保证反硝化的进行[47]。Dierverg则在潜流系统中证实了潜流人工湿地的厌氧区域适合系统的反硝化作用，在HRT为2~4天时候，发生强烈的反硝化脱氮[48]。我国环保部的人工湿地处理工程技术规范也指出表面流人工湿地的停留时间4~8天为宜，潜流人工湿地1~3天为佳。
案例(1)西南航空公司
人力资源开发与管理课案例（1） 案例名称：西南航空公司：通过人来进行竞争 教师名称：王益明 山东大学管理学院
人力资源开发与管理课案例（1） 西南航空公司：通过人来进行竞争 对有些企业来讲，“以顾客为中心”只不过是一句口号而已。然而在西南航空公司，这却是每天都在追求的目标。比如西南航空公司的员工对顾客的投诉所作出的反应是非常迅速的：有5名每周需要通过飞机通勤到外州医学院上学的学生告诉西南航空公司说，对他们来说最方便的那个航班却总是使他们每次要迟到15分钟。而为了适应这些学生的需要，西南航空公司竟然把航班的起飞时间提前了整整一刻钟。 西南航空公司是一家围绕全面质量管理目标来构造企业以及企业文化的组织。对于西南航空公司的员工们来说，或者对总部位于达拉斯的西南航空公司的首席执行官赫伯．凯勒来说，以顾客为中心、雇员参与和授权、持续改善等等确实都已经并非仅仅是一句停留在口头上的话而已。实际上，凯勒甚至征集了一些乘客来帮助公司强化顾客驱动型的文化。一些经常搭乘航班的乘客被邀请来协助公司的人事管理者们对申请成为空中服务人员的后选者们进行面试和挑选工作。公司还建立了一些专门的工作小组来帮助公司考察顾客对于公司所提供的新服务所作出的反应，并且提出改进当前服务的新思路。此外，每周大约还会有1000名左右的顾客给公司写信，而这一些人一般会在周四之内得到公司的单独反馈。西南航空公司经常成为美国交通部的三维皇冠奖获得者——即准时绩效最高、行李处理最好以及顾客投诉最少的航空公司。 民航业 美国民航业在1990——1993年间损失了40亿美元，而西南航空公司在此期间却创造了大量的利润。自从1978年的《航空管制解除法》颁布以来，持续的运费价格战和白热化的激烈竞争已经导致该行业的竞争环境变得异常动荡不安。在解除航空管制之后，政府已经不再决定航空公司必须飞哪条航线以及必须为哪座城市提供航空服务。现在，服务的收费水平以及所提供的服务本身都是通过竞争力量决定的。这对该行业的冲击是非常巨大的。仅1991年一年，就有三家航空公司遭到了破产和被清算的命运，不仅如此，在1992年初，环球航空公司也不得不向其债权人寻求保护。只有数量非常有限的航空公司如西南航空公司、美洲航空公司以及德尔塔航空公司得以增长性地进入90年代。 1994年时，美国民航业的年收入水平总共才只有1亿美元（年收益为540亿美元）。而西南航空公司的年收入却高达1.79亿美元，同时其运营成本也达到了每公里7美分这一行业最低水平。在过去的10年中，一共雇佣了将近2.6万名员工的西南航空公司的收益增长了388%，净收入增长了1490%。 西南航空公司的成功是由外部因素和内部因素共同促成的，外部因素包括燃油价格的下降和经济的强劲增长等，而内部因素则包括航线管理系统的设计、计算机化订票系统的建立以及拥有一支工作动机强烈的高素质员工队伍等。航空业是一个资本密集型的行业，用在飞机上的费用数量是十分巨大的。另外，航空公司还必须提供超级的顾客服务。航班延迟、行李丢失、超额定票、航班取消以及不能为乘客提供优质服务的员工等情况都会使乘客迅速疏远某个航空公司。 西南航空公司的战略
民用飞机气动设计原理
民用飞机气动设计原理民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80 之间，通常巡航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90 之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益？(Zhijie) 放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升
力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320 阵风载荷减缓控制系统说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22 飞机风洞模型风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M 范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真 实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括： 几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小; M 数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致；
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/s 2．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 ＝14 3．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/l b (涵道比为5) L/D = 14 M = 0.7 计算得： 115 .1=f i n a l i n i t i a l W W
48 自转旋翼机桨叶结构设计-钱伟(6)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文 自转旋翼机桨叶结构设计 钱伟1朱清华1陈宣友2 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016；中航工业发展中心，北京，100012) 摘要：本文以某一自转旋翼机桨叶结构设计为例，介绍了中小型自转旋翼机复合材料桨叶初步结构设计，包括关键材料的选取，整体结构安排，常用部件布置等。为桨叶后续分析及调整奠定基础。 关键字：自转旋翼机；桨叶；设计 1引言 自转旋翼机的抗风能力较高。一般来说，其抗风能力强于同量级的固定翼飞机，而大体与直升机的抗风能力相当。旋翼机的性价比很高，胜过同量级直升机1/5~1/10。 旋翼系统主要给旋翼机提供升力和俯仰、滚转姿态操纵，桨毂常用的是全铰接式、跷跷板式。由于不需反扭矩装置，主要型式是单旋翼构型。旋翼常采用2片或3片桨叶，由于应用于直升机的负扭桨叶对自转旋翼机来讲并没有多大优势，所以常用无扭转或甚至是正扭转桨叶[1]。 桨叶是旋翼飞行器的关键部件，对旋翼机的性能和飞行安全都有重要影响。因此，桨叶设计直接影响飞行性能、飞行品质和飞行安全性。 2桨叶的气动参数优化选择 对于整个旋翼桨盘，起阻碍转动作用的桨叶段形成了一个阻转区，起驱使转动作用的桨叶段形成了一个驱动区，桨根段形成了一个失速区，这是垂直来流状态下的区域分布。 当有前飞速度时，来流有偏角，为斜流，各方位加上前飞相对速度投影的影响。显然，在后行桨叶侧靠近桨根处有一圆形反流区，反流区位于失速区内，失速区内气动力主要表现为阻力。桨盘升力主要由阻转区和驱动区气动合力的垂直分力合成[1]。本文选取桨叶半径，弦长，负扭度，及翼型配置进行优化设计（该技术方法另文呈现）。 3桨叶结构布置 3.1桨叶结构形式 根据优化设计选择桨叶参数，如下表1： 表1 桨叶的主要设计参数 旋翼形式跷跷板式（带挥舞铰） 旋翼转向右旋(俯视逆时针旋转) 旋翼直径D=12.8m 旋翼转速1（前飞状态）Ω=27.22rad/s (260r/min) 旋翼转速2（起飞状态）Ω=39.79rad/s (380r/min) 桨叶平面形状矩形 桨叶翼型OA212 桨叶扭转角0° 桨叶弦长0.350m
座椅设计人体尺寸参数确定
纸板座椅的设计的尺寸参数确定 瓦楞纸板的优势：实力强大，产品成熟，人才雄厚，但是企业生产过剩，迫切需要开发新的市场。蜂窝纸板的优势在于：市场大，产品新，效益好，但企业规模不大，发展不快，困难不少，希望得到瓦楞纸板行业的大力支持。故二者应该结合起来，优势互补，共同发展，这是科学发展的必然趋势。 鉴于瓦楞纸的优势和市场潜力，纸板座椅的选材就用瓦楞纸。 厚度一般为16mm-17mm左右。 1、座椅设计的一般原则 ①座椅的设计，应保证人们在操作时的身体支撑； ②座椅的设计要使人们工作顺利，椅子的尺寸要适当，其高度和位置可以调整到适合各种身材的人使用； ③座椅应能够适当地支撑住身体，以避免不良的姿势，同时身体的重量能够均衡地分布在椅面上； ④在不影响手的个别动作时，座椅应有扶手，同时也有脚踏板，以维持较好的座椅到脚停止位置的距离。 2、座椅的设计 (1) 座面高度：按我国人体尺寸座面高度可取为380～450mm。座椅最好设计成高度可调，以适应不同身材的操作者需要，调节范围为工作台下240～300mm之间。 (2) 坐深：正确的设计应使臀部得到全面的支撑，腰部得到靠背的支撑，座面前缘与小腿间留有适当距离，保证小腿可自由活动。坐深应按350～400mm来取。 (3) 坐宽：座宽应满足臀部就座所需要的尺度，使人能自如地调整坐姿。一般可取400～500mm。 (4)座面倾角：因为工作时身体前倾，若倾角过大，会因为身体前倾而使脊椎拉直，破坏正常的腰椎曲线，所以座椅座面倾角一般小于3°。 (5) 靠背的高和宽：靠背的作用是保持脊椎处处于自然形状的放松姿势。靠背可分为腰靠和肩靠，工作场所的座椅大部分属于腰靠。靠背的最大高度可达480～630mm，最大宽度350～480mm。支撑腰部以下的骶骨部分能增加舒适感，靠背下沿与座面之间最好留有一定的空间（70～80mm以上），以容纳向后挤出的臀部肌肉。靠背的横截面可以是一个半径大于1000mm的圆弧。
手掷飞机模型的制作和试飞教学案例精品
手掷飞机模型的制作和试飞》案例 一、学情分析 学生喜欢飞机，但由于学生初中没有《通用技术》这样动手能力的课，更没有科学和技术作铺垫。多数学生的动手能力不强，他们只知道剪、拼、粘等简单组装。《手掷飞机模型的制作和试飞》是本课的主题。教学内容是让学生动手设计制作和试飞比赛自己的拼粘好的小飞机，在试飞比赛中，增强学生自信心和友谊第一，比赛第二的理念，也激发了学生的挑战欲。 在动手操作中去发现原有事物的不足、去改进它、发展学生的创新精和实践能力，当学生拿着自己的小飞机进行试飞尝试时，就有几个学生飞的还可以，多数学生不成功，这样需要学生在实践中去调试、添加、削减、不断总结，并加以改进，并让学生对比观察飞行好的，远的与飞行近的、不直的飞机的各部分有什么不同，找到自己的不足，然后加以修改调试，在进行比赛。总之，给每个学生发展的空间，找到自己的问题，敢于挑战，让他们自主参与，亲身体验并积极实践，是本课程的指导理念。 二、教学设计 教学目标 知识与能力： 1.初步了解手掷模型飞机的构造和飞行原理。 2、进一步会看流程图。 3、初步知道副翼、尾翼的作用。 过程与方法： 1、学习正确运用砂皮板打磨加工零部件的技能。 2、在制作手掷小模型飞机的过程中, 掌握副翼、方向舵、升降舵的调整方法。 3、初步掌握手掷直线小模型飞机比赛规则。 情感态度价值观： 培养学生做事认真踏实的态度,和对飞机的爱，发展学生的创新精神和动手实践能力。※教学重点： 飞机制作和调试。 ※教学难点： 机头制作和调试 ※教学准备： 模型飞机一架,手掷小模型飞机1 套, 胶, 美工刀,砂皮板，剪刀。 ※教学过程 （一）情景导入 师出示：手掷小模型飞机
超音速客机概念设计项目组工作报告
超音速客机的概念设计——团队工作报告 专业名称航空学院—飞行器设计与工程 团队成员龚雪淳潘环龚德志李亮 指导教师张科施杨华保李斌宋科范宇 完成时间 2008年6月15日
摘要 本项目是进行一款新型的超音速客机的概念设计，项目团队成员由来自西北工业大学航空学院2004级飞行器设计与工程专业的四名本科生及四名指导教师和一名研究生组成。 该项目完成了一款载客量200人，巡航马赫数2.0，航程10000～12000公里的超音速客机概念设计。项目团队成员分别是龚雪淳(团队组长)、潘环、龚德志、李亮，项目指导教师分别是杨华保、张科施、李斌、宋科、范宇。 21世纪,人类对航空器的研究将更加关注,航空技术将成为世界各个国家经济发展的一个最重要的标志！5年前，“协和”客机最后一次让乘客感受突破音障的激动瞬间，由于事故频发，这种高科技产物被迫退出历史舞台。然而，人类追逐超音速旅行的梦想并没有像流星一样，一闪即逝。现在，包括美国、英国、法国、日本、中国、俄罗斯等在内的多个具有航空研发能力的国家都在积极投入大量经费，来研制自己的超音速客机方案，以求在未来的航空领域中占有一席之地，一场没有硝烟的战争已经打响。 通过该项目的团队合作研究，提高了我们的创新能力和分析问题、解决问题的能力，培养了我们严谨认真的工作态度和团队协作的精神，让我们懂得了团队的重要性，懂得了如何与人沟通，协作。同时，项目的实施也让我们提前适应了将来的工作模式和工作氛围，认识上更进一层。
目录 摘要 (1) 第一章项目简介 (3) 1.1 项目选题背景 (3) 1.2 项目团队成员及指导老师情况 (5) 1.3 项目创新点与特色 (6) 1.4 项目成员工作协调情况介绍 (7) 第二章项目研究成果 (8) 2.1 总体研究成果 (8) 2.2 气动研究成果 (12) 2.3 结构研究成果 (14) 2.4 人机环境与关键技术研究 (18) 2.5 项目成果评价 (20) 总结与体会 (21) 附录Ⅰ项目团队例会记录单 (25) 附录Ⅱ设计参数更改记录单 (34)
飞机设计软件
正确使用软件能加快设计进度，提高设计质量。以下列出了几个可用于飞机设计教学的软件。这些教学软件大多可在南京航空航天大学飞机系获得，或通过网上下载。 初步确定客机主要参数的界限线绘制程序 为了有助于设计人员在初始设计阶段能快速地确定客机主要参数，开发了界限线图绘制计算机程序。该程序功能是：按照给定的性能要求，绘制出满足这些要求约束下的推重比和翼载的界限，形成界限线图；并标注出可行域。该程序有助于设计人员快速确定客机的推重比和翼载。界限线图绘制程序。 翼型气动特性分析与设计软件 ?Airfoil 该程序是余雄庆在原多段翼型分析程序M C AR FA基础上开发的,适用于亚声速翼型气动特性的分析。MC A RF A是根据位流理论与附面层理论相结合的方法，用Fortran语言编写的。Airfoil简化了原MC A F E输入文件的格式，并用M at l a b对计算结果进行后处理，可直观显示翼型外形和压力分布。可下载Airfoil的EX E文件、用于演示计算结果的Ma t la b 文件及使用说明书（英文）。 ?Pablo ( P otential flow around A irfoil with B oundary L ayer coupled O ne-way )该软件是由瑞典皇家理工学院Rizzi教授和他的学生Christian Wauquiez 开发的。他们应用面元法（Panel Method)和附面层理论，用Ma t la b语言编写了这个翼型分析软件。P a b lo具有良好的用户界面，使用方便，适用于亚声速翼型气动特性的分析。可免费下载P a b lo软件M at l ab 的源代码。 ?Airfoil Optimizer
空气螺旋桨结构分析设计
靠桨叶在空气中旋转将发动机转动功率转化为推进力或升力的装置，简称螺旋桨。它由多个桨叶和中央的桨毂组成,桨叶好像一扭转的细长机翼安装在桨毂上,发动机轴与桨毂相 连接并带动它旋转。中国明代（1368～1644年）民间的玩具“竹蜻蜓”实际上是一种原始的螺旋桨。喷气发动机出现以前，所有带动力的航空器无不以螺旋桨作为产生推动力的装置。目前螺旋桨仍用于装活塞式和涡轮螺旋桨发动机的亚音速飞机。直升机旋翼和尾桨也是一种螺旋桨。 原理螺旋桨旋转时，桨叶不断把大量空气（推进介质）向后推去，在桨叶上产生一向前的力，即推进力。一般情况下，螺旋桨除旋转外还有前进速度。如截取一小段桨叶来看，恰像一小段机翼，其相对气流速度由前进速度和旋转速度合成（图1 ）。桨叶上的气动力在前进方向的分力构成拉力。在旋转面内的分量形成阻止螺旋桨旋转的力矩，由发动机的力矩来平衡。桨叶剖面弦(相当于翼弦)与旋转平面夹角称桨叶安装角。螺旋桨旋转一圈，以桨叶安装角为导引向前推进的距离称为桨距。实际上桨叶上每一剖面的前进速度都是相同的，但圆周速度则与该剖面距转轴的距离（半径）成正比，所以各剖面相对气流与旋转平面的夹角随着离转轴的距离增大而逐步减小，为了使桨叶每个剖面与相对气流都保持在有利的迎角范围内，各剖面的安装角也随着与转轴的距离增大而减小。这就是每个桨叶都有扭转的原因。 空气螺旋桨 螺旋桨效率以螺旋桨的输出功率与输入功率之比表示。输出功率为螺旋桨的拉力与飞行速度的乘积。输入功率为发动机带动螺旋桨旋转的功率。在飞机起飞滑跑前，由于前进速度为零，所以螺旋桨效率也是零，发动机的功率全部用于增加空气的动能。随着前进速度的增加,螺旋桨效率不断增大，速度在200～700公里/时范围内效率较高,飞行速度再增大,由于压缩效应桨尖出现波阻，效率急剧下降。螺旋桨在飞行中的最高效率可达85％～90％。螺旋桨的直径比喷气发动机的大得多，作为推进介质的空气流量较大，在发动机功率相同时，螺旋桨后面的空气速度低,产生的推力较大,这对起飞（需要大推力）非常有利。 构造特点螺旋桨有2、3或4个桨叶,一般桨叶数目越多吸收功率越大。有时在大功率涡轮螺旋桨飞机上还采用一种套轴式螺旋桨，它实际上是两个反向旋转的螺旋桨,可以抵消反作用扭矩。在发动机功率低于100千瓦的轻型飞机上，常用双叶木制螺旋桨。它是用一根拼接的木材两边修成扭转的桨叶，中间开孔与发动机轴相连接。螺旋桨要承受高速旋转时
PLL设计关键基础及基本参数确定方法
PLL设计关键基础因素 锁相环的瞬态特性通常是一个非线性过程，并且不能够简单的用式子来表示。但是当环路带宽不大于参考时钟频率的1／10时，离散模型可以用连续时间模型(s域)较好地近似。 PLL在锁定状态下的包括每一个模块的传递函数的线性模型，以下理论中所有的公式都是没有分频电路（N）的基础上进行的分析。 如下图所示， 这个模型是用来证明总的相位特性的传递函数。因此，PD可以表示成一个减法器。 假设LPF的电压传递函数为。PLL的开环传递函数为： 闭环传递函数为： 假设低通滤波器为一个最简单的一阶无源滤波器，如下图所示
那么LPF的电压传递函数为为 其中，带入LPF传递函数得 这是一个二阶系统，一个极点是vco提供的，另外一个极点是由LPF提供的。 为环路增益，单位为rad／s。 为了方便分析PLL的动态特性，将PLL闭环传输函数的分母化为二阶函数形式： 其中为衰减因子，为系统的自然振荡频率。 则公式最终化为： 其中
自然频率是低通滤波器的-3dB带宽和环路增益的几何平均值，从近似的角度来看，可以认为是环路的增益带宽积。 进行波特图分析时（开环分析闭环），开环传输函数的单位增益带宽为 相位裕度为： 在一个好的二阶系统中，通常大于0．5，最好使其等于0.707，这样有一个优化的频率响应。 PLL闭环传输函数化为二阶函数形式得：如果输入偏差相位变化慢，则输出相位偏差能够跟上其变化：如果输入相位偏差变化快，输出相位偏差变化会比输入小。 定义“输入／输出相位差传递函数(phase error transfer function)”为： 则 为了更好的分析信号的传输特性，我们假设输入的信号相位有一个阶跃，则最终系统稳定下来后，输出信号的相位变化为
关于民用飞机重量设计的相关探讨
摘要：民用飞机是用于非军事目的的飞机，它主要是作为一种载人交通工具存在。在民用飞机的设计过程中，飞机的重量重心设计非常重要。民用飞机的重量有着独特的要求，民机重量的分类也有着特殊的标准。因此，民机设计时，需要对整个机身的部件进行重量估计。首先阐释了民用飞机重量设计的重要性，进而对民用飞机各部件的重量预测和控制进行了系统的分析，进而为民用飞机的安全运行奠定了重要的基础。 关键词：民用飞机重量设计 中图分类号：v241文献标识码：a文章编号：1007-3973（2012）004-034-02 1前言 安全是航空工程的第一要务，一般情况下，民用飞机的重量设计要比军用飞机复杂。在民用飞机的设计中，对重量和重心的设计有着独特的要求。在飞行过程中，民用飞机重心的变化要比军用飞机更加系统和复杂。民用飞机的重量设计指的是技术人员通过对飞机部件的设计，既要保证飞机重量的轻便，同时也要飞机具有良好的灵活性和平衡性。民用飞机的重量设计贯穿于飞机设计、制作以及营运的全部过程，对民用飞机的运行安全有着至关重要的作用。 2民用飞机重量设计的重要性 2.1有利于节约研发成本 随着当前经济的发展，现代民用飞机的研发和制作成本日益增长，研制的成本也越来越高。根据相关调查资料显示：在当前民用飞机的研制过程中，每1千克结构制作需要的人力大约为20人左右。所以说，如果相关的设计人员能够减少民用飞机制造的重量，这就能够节省大量的成本，提高民用飞机的经济效益。 2.2有利于飞机的整体协调性 民用飞机重量的各种使用性能指标与重量之间是紧密相连的，并且总是随着民用飞机空机重量的增大而下降。也就是说，在民用飞机运行的过程中，如果民用飞机的自重减轻，飞机的运行性能就会提高，如果自重增加，性能就会随之降低。所以说，民用飞机的重量设计对飞机的整体性能有着重要作用。 2.3有利于民机运营的经济效益 在民用飞机的设计研制过程中，其重量与飞机制造和运营的经济成本有着直接的关系。采取各种措施降低民用飞机的制作成本，保持其销售价格的逐步下降，进而提高民用飞机的经济性已经逐步成为当前民用飞机制造商的最终目的。因此，从民用飞机的重量设计入手，减轻飞机的重量就是从侧面提高飞机运营的经济型，进而提高在市场中的整体竞争能力。 3民用飞机设计的重量控制 民用飞机的重量控制指的是为了更好的能够保证民机在设计阶段所设计的性能指标的实现，而根据实际情况提出的确保实现目标重量的一种管理和技术相互结合的工程方法。在民用飞机的设计过程中，总体方案结束之后，民机的特征重量就已经确定，此时，民机相关部件及运行系统的目标重量也确定好了。因此，相关技术人员必须对起进行严格的控制，保证重量的合理性。要做好民用飞机的重量控制，就要做到以下几个重要的方面： (1)在民用飞机设计的过程中，要积极确立正确的目标重量值。一般情况下，民机的重量值是在设计方案的过程中逐渐形成的，与飞机的设计技术目标相适应。同时，相关设计人员要按照飞机重量设计的相应标准进行重量分类。在民用飞机重量设计中，重量分类是一个十分重要的概念，是重量工程的一个重要标准。通过有效掌握重量分类，能够为飞机重量设计提供重要的依据，保证设计工作的顺利运行。 (2)认真确定民机重量设计余值。民机的重量设计余值指的是在民用飞机设计的过程中，重量和平衡报告中还没有预料到的重量增量。一般情况下，在民机设计中，重量设计余值应
飞机装配定位方法及其应用案例解析
一、飞机装配定位方法及其应用案例 飞机装配过程一般是由零件先装配成比较简单的组合件和板件，然后逐渐地装配成比较复杂的锻件和部件，最后将部件对接成整架飞机。 机翼和机身具有不同的功能，故结构不同，所以要设计成两个单独的部件，发动机装在机身内，为便于更换，维护和修理，将机身分为前机身和后机身，鸵面相对于固定翼作相对运动，故划分为单独部件，某些零件设计有可卸件，以便维护，检查及装填用。 在装配过程中首要问题是要按图纸及设计要求确定零件，组合件之间的相对位置，即进行装配定位。。定位方法是完成在装配过程中定位零件、组合件的手段，包括基准件定位法、画线定位法、装配孔定位法和装配型架定位法四种常用的定位方法： 1、用基准零件定位 待装配的零件、组合件以基准零件、组合件或者先装的零件、组合件来确定装配位置。这种装配定位方法简便易行，装配开放，协调性好，在一般机械产品中大量使用。基准零件一般是先定位或安装好的零件，零件要有足够的刚度及较高的准确度，在装配时一般没有修配或补充加工等工作。在飞机制造中，液压、气动附件以及具有如（图1-1）所示，连接框和长行用的角片可以预先装在长行上，然后按角片确定框的纵向位置，或者在骨架装配时按框和长珩定位角片。这种基准件定位法要求基准件位置准确、刚性强，多用于小零件和小组合件的定位，方法简单、方便。
2、用画线定位 即待装配的零件按画在零件上的线条确定装配位置，如（图1-2）所示，角材位置按腹板上划线定位。这种定位方法准确度较低，一般用于刚性较大，无协调要求和位置准确度要求不高的零件定位；还有此方法工作效率不高，容易产生差错，所以在飞机研制阶段为了减少工艺装配数量，采用这种方法定位零件，在成批生产中作为一种辅助的定位方法 3、用装配孔定位 即是把相互连接的零件、组合件分别按一定的协调手段，具体过程如下：装配以前，在各个零件的部分铆钉位置上（一般是每隔400mm左右钻一个装配孔，孔径比铆钉孔径小）预先按各自的钻孔样板分别钻出装配孔，装配时个零件之间的相对位置按这些装配孔设置。如图1-3所示。其中，孔称为装配孔。 装配孔的数量取决于零件的尺寸和刚度，一般不少于两个。在尺寸大、刚性弱的零件上取的装配孔数量应适当增加。这种定位方法在铆接装配中应用比较广泛。它适用于平面型和单曲面壁板型组合件装配。按装配孔定位的特点：（1）定位迅速、方便； （2）减少或简化装配型架；
直升机旋翼桨毂结构形式
直升机旋翼桨毂（含主桨尾桨）结构形式 1.简介 尾桨是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。旋转着的尾桨相当于一个垂直安定面，能对直升机航向起稳定作用。虽然后桨的功用与旋翼不同，但是它们都是由旋转而产生空气动力、在前飞时处于不对称气流中工作的状态，因此尾桨结构与旋翼结构有很多相似之处。尾桨的结构形式有跷跷板式、万向接头式、铰接式、无轴承式、“涵道尾桨”式等等。前面几种形式与旋翼形式中的讨论相似，只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。70年代以来，又发展了无轴承尾桨(包括采用交叉式布置无轴承尾桨)及“涵道尾桨”。“涵道尾桨”是把尾桨置于机身尾斜梁的“涵道”之中。涵道风扇直径小，叶片数目多。前飞时尾面可以提供拉力，因此，可以减小尾桨的需用功率。但在悬停时“涵道风功率消耗偏大，对直升机悬停和垂直飞行性能不利。可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。 1.1. 名词解释（参考图 2.2-1） 1)水平铰（挥舞铰）的作用：发动机丁作时，旋翼便以一定的转速转动。在飞 行过程中(如前飞)，由于飞行速度的存在，使得旋翼前行桨叶的相对气流速度大于后行桨叶的相对气流速度，从而使前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力。若没有水平铰，则由两侧桨叶升力大小不等所构成的滚转力矩，将使直升机倾斜。有水平铰时，情况则不同。前行桨叶升力大，便绕水平铰向上挥舞；后行桨叶升力小，便绕水平铰向下挥舞。这样，横侧不平衡的滚转力矩就不会传到机身，从而避免了直升机在前飞中产生倾斜。 2)垂直铰（摆振或摆振铰）的作用：直升机前飞时，桨叶在绕旋翼轴转动的同 时还要绕水平铰挥舞。桨叶作挥舞运动时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化。由理论力学得知，旋转着的质量对旋转轴沿径向有相对运动时，会受到
有关设计参数的问题
新的建筑结构设计规范在结构可靠度、设计计算、配筋构造方面均有重大更新和补充，特别是对抗震及结构的整体性，规则性作出了更高的要求，使结构设计不可能一次完成。如何正确运用设计软件进行结构设计计算，以满足新规范的要求，是每个设计人员都非常关心的问题。以SATWE软件为例，进行结构设计计算步骤的讨论，对一个典型工程而言，使用结构软件进行结构计算分四步较为科学。 1．完成整体参数的正确设定计算开始以前，设计人员首先要根据新规范的具体规定和软件手册对参数意义的描述，以及工程的实际情况，对软件初始参数和特殊构件进行正确设置。但有几个参数是关系到整体计算结果的，必须首先确定其合理取值，才能保证后续计算结果的正确性。这些参数包括振型组合数、最大地震力作用方向和结构基本周期等，在计算前很难估计，需要经过试算才能得到。 (1)振型组合数是软件在做抗震计算时考虑振型的数量。该值取值太小不能正确反映模型应当考虑的振型数量，使计算结果失真；取值太大，不仅浪费时间，还可能使计算结果发生畸变。《高层建筑混凝土结构技术规程》5.1.13-2条规定，抗震计算时，宜考虑平扭藕联计算结构的扭转效应，振型数不宜小于15，对多塔结构的振型数不应小于塔楼的9倍，且计算振型数应使振型参与质量不小于总质量的90％。一般而言，振型数的多少于结构层数及结构自由度有关，当结构层数较多或结构层刚度突变较大时，振型数应当取得多些，如有弹性节点、多塔楼、转换层等结构形式。振型组合数是否取值合理，可以看软件计算书中的x，y向的有效质量系数是否大于0.9。具体操作是，首先根据工程实际情况及设计经验预设一个振型数计算后考察有效质量系数是否大于0.9，若小于0.9，可逐步加大振型个数，直到x,y两个方向的有效质量系数都大于0.9为止。必须指出的是，结构的振型组合数并不是越大越好，其最大值不能超过结构得总自由度数。例如对采用刚性板假定得单塔结构，考虑扭转藕联作用时，其振型不得超过结构层数的3倍。如果选取的振型组合数已经增加到结构层数的3倍，其有效质量系数仍不能满足要求，也不能再增加振型数，而应认真分析原因，考虑结构方案是否合理。 （2）最大地震力作用方向是指地震沿着不同方向作用，结构地震反映的大小也各不相同，那么必然存在某各角度使得结构地震反应值最大的最不利地震作用方向。设计软件可以自动计算出最大地震力作用方向并在计算书中输出，设计人员如发祥该角度绝对值大于15度，应将该数值回填到软件的“水平力与整体坐标夹角”选项里并重新计算，以体现最不利地震作用方向的影响。 （3）结构基本周期是计算风荷载的重要指标。设计人员如果不能事先知道其准确值，可以保留软件的缺省值，待计算后从计算书中读取其值，填入软件的“结构基本周期”选项，重新计算即可。 上述的计算目的是将这些对全局有控制作用的整体参数先行计算出来，正确设置，否则其后的计算结果与实际差别很大。 2.确定整体结构的合理性整体结构的科学性和合理性是新规范特别强调内容。新规范用于控制结构整体性的主要指标主要有：周期比、位移比、刚度比、层间受剪承载力之比、刚重比、剪重比等。
民用飞机气动设计原理
民用飞机气动设计原理 民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用 飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。 宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体 现在哪里?(Dan) 超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较 于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。 超临界翼型与传统翼型对比 对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡 航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。 控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效 益?(Zhijie)
放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高; 边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全; 阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到 减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性; 机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根 处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程; 颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而 降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统 说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的 一致性问题(Shaoyun) 风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模 型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。 F22飞机风洞模型 风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试 验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。 由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器 的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真