总体设计复习总结

1、.Unit4 机身：1、机身设计基本要求：容积足够大、气动阻力小、结构好布置、适航要求2、机身当量直径：最大截面积等效成圆形时的直径。3、波阻、型阻（压差阻力）随长径比增大而减小，摩擦阻力随长径比增大而增大。4、机身长径比小则刚性好，有利于机型系列化，但阻力大。5、头部长径比越大，阻力发散马赫数越大。6、随着M数增加，机身有利长径比增加。7、机身上翘角越大摩擦阻力越小、型阻越大、尾翼面积越大，；反之则反之。8、机身上翘角还与着陆时的着地角有关。9、机身设计成圆弧状有利于减小摩擦阻力和承受内压。10、按内部装载要求定出的各个截面称为机身控制截面。11、亚音速飞机采用流线型机身，最大截面积在三分之

2、一；高亚音速采用层流机身以延缓激波的产生；超音速飞机采用大长径比机身以减小波阻。12、机身尾端收敛角要小于3，以免气流分离。13、应急出口要保证所有人员在90秒内撤离飞机。14、机身内舱向外增加100140mm。15、面积率是研究飞机机体横截面积和分布规律与波阻之间相互关系的理论，为使飞机在跨声速范围内的阻力最小，飞机各个部件组合在一起的横截面积得分布图形，应相当于一个最小阻力的当量旋成体。（收蜂腰，错开平尾垂尾和发动机短舱的纵向位置）。16、采用翼身融合体的好处：大迎角飞行时产生较强脱体涡提高升力；减小雷达散射面积有利于隐身；增加了机身容积。Unit5 主要参数确定：1、三个基本参数：最大起

3、飞重量、翼载荷、推重比2、最大起飞重量包括：使用空重、有效载荷、燃油重量。3、使用空重包括：空机重量、不可用燃油重量、机组人员重量；4、空机重量包括：结构重量、设备重量、动力装置重量。5、民机每人80kg，短程行李15kg，长途行李20kg；机组人员每人80kg、行李15kg；军机每人95kg。6、使用燃油重量=（1-燃油系数）*飞机起飞重量燃油总重=使用燃油重量+备用燃油重量7、正常起飞重量是技术要求给定的满足最大技术航程的起飞重量不带外挂，最大起飞重量是根据结构强度和起飞安全条件给出的；、8、正常飞行重量是有50%余油的重量（计算飞行性能时常用），最大飞行重量指结构强度和飞行安全所限制的飞

4、行重量（空中加油受此限制）；9、正常着陆重量指剩余20%燃油和50%弹药时的重量，最大着陆重量指受强度限制能保证安全着陆的最大重量。10、进场速度Va等于1.3倍的失速速度，失速速度Vstall=11、界限图确定翼载荷要尽量靠右，确定推重比要尽量靠下，并留有充足余量。12、对比分析法：翼载荷取小值，推重比取大值。Unit6发动机的选择:1、要求:各飞行阶段发动机推力、耗油率低、重量轻、尺寸小、安全可靠、寿命长、使用维护方便、价格低、环保。2、种类：活塞式螺旋桨、涡轮喷气、涡轮螺旋桨、涡轮风扇、冲压、火箭。3、活塞式螺旋桨：价格便宜耗油率低、寿命短、只适用于亚声速。低速性能好，应用于轻型飞机、对

5、速度高度要求不高的飞机、强度轻便灵活操纵方便的飞机。4、涡轮喷气：结构紧凑推力大、耗油率高。应用于教练机和战斗机。5、涡轮螺旋桨（喷气推力小、靠螺旋桨拉力）：耗油率低、功率重量大、迎风面积功率值大、故障率低使用寿命长、受效率限制只适用于亚声速飞机。应用于需求功率较大，速度要求稍高的民机、军用运输机，M数大于0.5小于0.75的飞机。6、涡轮风扇：亚声速不加力时耗油率低、结构复杂、迎风面积大。应用广泛，M数大于0.7。许多亚音速巡航的超音速军机多采用小涵道比加力式涡扇发动机7、冲压：结构简单重量轻、低速时不能启动。应用于无人机。8、发动机参数：涵道比：流经旁路管道的空气流量与流经燃气发生器的空气

6、流量之比。增压比：发动机出口压力与进口压力之比。涡轮前温度：发动机第一级涡轮入口处的燃气温度。比推力：单位空气流量的推力。取决于前三者。9、发动机效率=热效率*传输效率*推进效率 增压比越高，热效率越高；最大增压比受涡轮材料和冷却技术的限制。 传输效率是燃气转换到推进喷流的效率，取决于风扇和涡轮效率。 推进效率是推进喷流系统的效率：风扇直径越大，比推力越小，推进效率越高。10、高涵道比的发动机推力比低，且速度越快推力损失越大。11、耗油率=小时耗油量/推力理想耗油率=飞机做工热当量/（所消耗燃油热卡值*推力）实际耗油率=理想耗油率/发动机效率。12、对于民机选择发动机推力要使得使用成本最小，与

7、使用成本有关因素（耗油率、重量、尺寸、价格）涵道比增加耗油率降低重量增加成本增加；增压比和涡轮前温度增加热效率增加复杂性增加短舱飞机对发动机价格较敏感：选小涵道比、小增压比；远程飞机对燃油效率更敏感：选大涵道比、大增压比。13、发动机性能指标：推力、巡航耗油率、推重比、单位迎面推力。14、推力越大、耗油率越小，发动机价格越高。15、活塞螺旋桨发动机：功率不随速度变化，在一定高度下也不随高度变化（缓慢增加），但在超过此高度后则降低；耗油率随速度增加而增大，不随高度变化；拉力随速度和高度的增加而减小。16、涡轮喷气发动机：推力随M增大先略有下降然后增大之后迅速减小，随高度增大而减小（低于11km时

8、减小缓和，高于11km迅速降低）；耗油率随速度增大而升高，随高度先降低后缓慢升高。17、涡扇发动机随着涵道比增大，推力减小耗油率也减小。Unit7 机翼设计1、气动要求：高速巡航时升阻比大、低速起飞着陆时升力系数大、操稳；2、结构要求：重量轻、刚度强度满足；3、容积要求：布置油箱、起落架和操纵系统；4、升力：l=Cl*qc；阻力d=Cd*qc。俯仰力矩：m=Cm*qc5、相对厚度12%18%时最大升力系数最大；前缘半径增大，最大升力系数增加；相对弯度增加，最大升力系数增大。6、相对厚度较小时，升力线斜率就约等于2/rad；相对厚度较大时，4、5位翼型随厚度增大升力线斜率较小，6位翼型增大。7、

9、亚音速时，相对厚度对阻力系数影响小；跨超音速时，相对厚度增大，M临降低，阻力增大。8、最大厚度位置后移，阻力降低。9、相对弯度越大，力矩系数越负；相对厚度对力矩系数影响小。10、相对弯度越大，零升迎角越负。11、最大升力系数影响起降性能，最小阻力系数影响Vmax，升力线斜率大有利于起降巡航和激动，Kmax影响航程和航时，零升力矩越大配平力矩和配平阻力越大，失速迎角影响着陆擦地角和大迎角性能。12、相对厚度越大结构越轻，内部容积越大。13、层流翼型阻力小，最大厚度位置靠后，适合高亚音速飞机14、高升力翼型：升力系数大，前缘半径大，上表面平坦，下表面后缘弯度较大 NACA44 NACA24 NAC

10、A230 GAW-1 GAW-2；15、尖峰翼型：阻力发散马赫数高于NACA 6系列16、超临界翼型：跨音速激波强度弱且靠近后缘，低头力矩大17、超声速翼型：尖前缘，气流容易分离，亚声速性能差。18、为兼顾各个速度范围的性能，大多数超音速飞机仍采用小钝头亚声速翼型19、低力矩翼型：低头力矩小甚至抬头，S形。20、NACA 4位：最早建立，低速翼型；适用于轻型飞机；NACA XYZZ：相对弯度X%、最大弯度位置0.Y、最大弯度位置ZZ%。21、NACA 5位：低速翼型，最大弯度位置提前使最大升力系数提高、阻力系数减小、但失速性能差。Naca XYWZZ：设计升力系数X*（3/20），最大弯度位置

11、Y/20，中弧线无拐点W=0、有拐点w=1，相对弯度为ZZ%22、NACA 6位：层流翼型，阻力低、较高的最大升力系数，较高的M临24、设计升力系数= 巡航升力系数，由平衡关系计算，初步设计时近似认为机翼和翼型的升力系数相等；24、选择翼型要注意：设计升力系数附近阻力小，最大升力系数高、失速缓和，俯仰力矩系数较低避免大的配平阻力，结构高度大以减重且边缘内部布置。25、亚音速飞机相对弯度大，相对厚度12%左右；超音速飞机相对弯度小，相对厚度3%6%；26、展弦比=l/S；27、平均气动弦长：把机翼展向各面的力矩特性加以平均而计算出来的等面积矩形当量弦长。28、平均气动弦长公式： 前缘后掠角和弦线

12、后掠角之间的关系29、展弦比越大，升力线斜率越大，失速攻角减小（小展弦比可防止大攻角时翼尖失速）；低速飞机诱导阻力越小，高速飞机波阻越大；机翼根部弯矩增大，结构重量增加； 展弦比减小，亚音速到超音速焦点移动量减小，飞机横滚阻尼降低，根部弦长增大，结构高度增加，利于起落架油箱等构件布置；30、椭圆形机翼诱导阻力最小，根梢比为2.5最好。 根梢比增大，重量降低，容积增大，但翼尖易失速31、后掠角增大，M临提高，延缓激波，波阻降低，但升力线斜率降低，最大升力系数降低，升阻比降低，易“自动上仰”，重量增加，不利于起落架布置 亚声速飞机后掠角小于15，超音速飞机后掠角子啊25到40之间。32、厚度从根部

13、到尖部逐渐分布减小，结构承力，对高亚音速飞机可提高阻力发散马赫数。平均厚度=（t根+t尖）/（C根+C尖）33、相对厚度大、后掠角大；相对厚度小、后掠角小；在确定机翼平均相对厚度后，唉满足阻力发散马赫数的前提下，应使后掠角尽量小。34、大后掠飞机低速飞行时：升力线斜率小、最大升力系数小、翼尖气流易分离，小后掠飞机高速飞行零升阻力大。兼顾二者用变后掠。35、边条翼产生强脱体涡，直接产生涡升力；脱体涡推迟机翼表面气流分离；可改善大迎角性能36、机翼安装角指机翼根弦与机身轴线的夹角37、气动扭转角是利用翼根与翼尖翼型不同实现的；负扭转和气动扭转可延缓翼尖失速，影响诱导阻力38、上反角指机翼基准面于飞

14、机对称面垂线之间的夹角：影响侧向和荷兰稳定性以及外挂与地面距离。上单翼、T型平尾和后掠翼都会增加侧向稳定性所以上反角较小。39、翼梢小翼遮挡翼尖漩涡，漩涡在小翼上产生升力并减小阻力40、增加内翼扩展有利于起落架布置，降低根部升力系数，便于气动设计Unit8 增升装置：1、机翼的翼型和平面形状是按巡航状态设计的，其气动特性不能满足起飞着陆要求，所以需要增升装置。2、L=q*S*CL，想增加升力可以增加爱机翼弯度，控制附面层延迟气流分离以提高CL；或者增大机翼面积；3、襟翼类型：前缘襟翼、前缘蜂翼、后缘襟翼、吹气襟翼4、后缘襟翼有：简单、开裂、富勒、单缝、双缝、多缝5、吹起襟翼流向吹气控制附面层，

15、使之获得附加能量、避免气流分离。 展向吹气襟翼沿后缘襟翼前缘轴向吹射气流，形成一个类似大后掠翼卷起的脱体涡，从而产生增升效果。6、喷气襟翼是利用从机翼后缘喷射高速射流层作为“襟翼”，增加机翼环量提高升力。同时喷流反作用力可增加推力7、展弦比、根梢比越大、后掠角越小，襟翼增升效果越好8、轻型飞机采用单缝襟翼，支线客机和公务机以及喷气运输机采用双、三缝襟翼，现代客机采用前缘开缝襟翼，战斗机采用简单前缘襟翼9、副翼用来提供足够大的滚转力矩以满足对飞机横向操纵要求。10、扰流板安装在机翼上表面、后缘襟翼前面，打开时可减小升力加速下降；非对称打开可产生滚转力矩，对称打开时可增加阻力、减速、缩短着陆距离；

16、11、布置梁要考虑：结构高度、襟翼副翼尺寸、操纵机构所需空间、燃油容积；12、燃油装在前后梁之间，如果燃油容积不满足要求要修改机翼：增大机翼面积、缩小展弦比、增加相对厚度同时增大后掠角以满足阻力发散马赫数要求。Unit9 尾翼：1、尾翼用来保证飞机纵向和侧向的稳定和操纵，配平。2、纵向静稳定条件：dCm/dCL=Xc.g.-Xa.c.小于零；3、气动中心：力矩系数在该点不随升力系数变化4、要稳定：重心在焦点前5、静稳定裕度=Xa.c.-Xc.g.6、机翼中立稳定、机身不稳定、尾翼稳定7、平尾容量=（平尾面积*尾力臂）/（机翼面积*平均气动弦长）8、平尾容量要求满足重心在前后限9、垂尾容量：（垂

17、尾面积*垂尾力臂）/（机翼面积*翼展）10、平尾不能比机翼先失速所以平尾的展弦比要比机翼的小；后掠角比机翼大五倍；相对厚度比机翼略小；垂尾根梢比较小；Unit10 起落架：1、停机角：飞机水平基准线与跑道平面之间的夹角；选择停机角，应使起飞滑跑距离最短。2、着陆角（擦地角）：主轮接地点与机身尾部最低点间的平面和地面的夹角；按着陆迎角觉定3、后防倒立角：过小会容易发生尾部倒立事故；过大会前轮载荷增加，抬前轮困难，延长起飞滑跑距离。4、前主轮距：前起与主起之间的纵向距离；过小影响地面操纵，过大不易抬前轮。连接时注意与连接结构协调，另外要注意与收放空间协调。5、主轮距：最小主轮距应满足飞机滑跑转弯时

18、不侧向翻倒；另外要与连接件和收放空间协调。6、起落架高度：飞机重心到地面距离；保证起飞着陆有小滚转时尾部、外挂短舱不擦地，为减轻重量应尽量低。7、轮胎类型：低压、超高压、超高压低断面8、跑道类型：柔性、刚性Unit11 重量重心估算：1、重量增加后果：航程缩短、爬升率降低、起飞着陆距离增加；若保持性能不变，则有效载荷减小、油耗增加、需要更大发动机、更强起落架、更大的机翼尾翼、成本增加、结构更重。2、机翼重量=Cy（mr+mc+Cx）M03、最大起飞重量=M机身+M商载+M使用项目+M机翼+M尾翼+M动力+M起落架+M系统和固定设备+M燃油4、客机结构重量一般占最大起飞重量的30%35%5、正常使用重心：飞机在飞行过程中经常保持的重心位置；使用重心前后限：飞机在飞行过程中，重心可能的最前最后位置。6、直机翼重心：40%半展长、3840%CA；后掠翼重心：35%半展长、4042%CA； 尾翼重心：38%半展长、4550%CA7、Unit12 气动特性分析：1、阻力包括：升至阻力、摩擦阻力、跨声速压缩性阻力和超声速波阻； 总阻力=零升阻力+升至阻力+压缩阻力+（起落架放下阻力增