一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=
(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)
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 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。
航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。
大型固定翼客机分析报告 2014-4-28 学院：计算机科学与工程学院 201322060608 学号：马丽姓名：201322060629 号：学姓潘宗奎名： 目录
总结----马丽、潘宗奎............................................................ I 1 大型固定翼客机总体设计.................................................... - 1 - 1.1 客机参 数 ............................................................ - 1 - 1.2 飞机的总体布 局 ...................................................... - 1 - 1.2.1 飞机构型....................................................... - 1 - 1.2.2 三面图......................................................... - 2 - 1.2.3 客舱布置....................................................... - 2 - 2 客机的重量设计............................................................ - 4 - 3 大型固定翼客机的外形设计.................................................. - 6 - 3.1 翼 型 ................................................................ - 6 - 3.2 机翼平面形状的设 计 .................................................. - 7 - 3.3尾翼................................................................. - 8 - 4 重量分析................................................................. - 11 - 5 气动特性分析............................................................. - 13 - 6 性能分析................................................................. - 22 - 6.1 商载—航程 图 ....................................................... - 22 - 6.2 起飞距 离 ........................................................... - 23 - 6.3 进场速 度 ........................................................... - 24 - 6.4 着落距 离 ........................................................... - 24 -
1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计: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 ?初步设计：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：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？ ?重要性：①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②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③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?特点（简要阐述） 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、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，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：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 3.B oeing的团队协作戒律 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（win-win situations） 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 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、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 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。
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
国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
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)
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
《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择
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；
飞行器设计与工程专业 毕 业 实 习 报 姓名：杜宗飞 学号：2011090118 专业：飞行器设计与工程 班级：飞行器设计与工程01班指导教师：赵建明 实习时间：XXXX-X-X—XXXX-X-X 20XX年1月9日
目录 目录 (2) 前言 (3) 一、实习目的及任务 (3) 1.1实习目的 (3) 1.2实习任务要求 (4) 二、实习单位及岗位简介 (4) 2.1实习单位简介 (4) 2.2实习岗位简介（概况） (5) 三、实习内容（过程） (5) 3.1举行计算科学与技术专业岗位上岗培训。 (5) 3.2适应飞行器设计与工程专业岗位工作。 (5) 3.3学习岗位所需的知识。 (6) 四、实习心得体会 (6) 4.1人生角色的转变 (6) 4.2虚心请教，不断学习。 (7) 4.3摆着心态，快乐工作 (7) 五、实习总结 (8) 5.1打好基础是关键 (8) 5.2实习中积累经验 (8) 5.3专业知识掌握的不够全面。 (8) 5.4专业实践阅历远不够丰富。 (8) 本文共计5000字，是一篇各专业通用的毕业实习报告范文，属于作者原创，绝非简单复制粘贴。欢迎同学们下载，助你毕业一臂之力。
前言 随着社会的快速发展，用人单位对大学生的要求越来越高，对于即将毕业的飞行器设计与工程专业在校生而言，为了能更好的适应严峻的就业形势，毕业后能够尽快的融入到社会，同时能够为自己步入社会打下坚实的基础，毕业实习是必不可少的阶段。毕业实习能够使我们在实践中了解社会，让我们学到了很多在飞行器设计与工程专业课堂上根本就学不到的知识，受益匪浅，也打开了视野，增长了见识，使我认识到将所学的知识具体应用到工作中去，为以后进一步走向社会打下坚实的基础，只有在实习期间尽快调整好自己的学习方式，适应社会，才能被这个社会所接纳，进而生存发展。 刚进入实习单位的时候我有些担心，在大学学习飞行器设计与工程专业知识与实习岗位所需的知识有些脱节，但在经历了几天的适应过程之后，我慢慢调整观念，正确认识了实习单位和个人的岗位以及发展方向。我相信只要我们立足于现实，改变和调整看问题的角度，锐意进取，在成才的道路上不断攀登，有朝一日，那些成才的机遇就会纷至沓来，促使我们成为飞行器设计与工程专业公认的人才。我坚信“实践是检验真理的唯一标准”，只有把从书本上学到的飞行器设计与工程专业理论知识应用于实践中，才能真正掌握这门知识。因此，我作为一名飞行器设计与工程专业的学生，有幸参加了为期近三个月的毕业实习。 一、实习目的及任务 经过了大学四年飞行器设计与工程专业的理论进修，使我们飞行器设计与工程专业的基础知识有了根本掌握。我们即将离开大学校园，作为大学毕业生，心中想得更多的是如何去做好自己专业发展、如何更好的去完成以后工作中每一个任务。本次实习的目的及任务要求： 1.1实习目的 ①为了将自己所学飞行器设计与工程专业知识运用在社会实践中，在实践中巩固自己的理论知识，将学习的理论知识运用于实践当中，反过来检验书本上理论的正确性，锻炼自己的动手能力，培养实际工作能力和分析能力，以达到学以致用的目的。通过飞行器设计与工程的专业实习，深化已经学过的理论知识，提高综合运用所学过的知识，并且培养自己发现问题、解决问题的能力 ②通过飞行器设计与工程专业岗位实习，更广泛的直接接触社会，了解社会需要，加深
2017年《航天器总体设计》课程作业 1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务 嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。 （1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。 （2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。 （3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。 （4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。 （5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。 2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务 （1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。 （2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。 （3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。 （4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列
— 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： 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,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==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 Range W W final initial )ln( 代入数据： Range = 1242nm ；
第二章飞机初始总体参数与方案设计 2.1 方案设计的任务和过程 本章的目的是为了使航空专业的学生能熟悉飞机设计过程中所用的设计决策方法，了解飞机设计的任务来源与如何进行最初阶段的设计工作。“初始总体参数的确定”和“方案设计”这两个词表示的便是这一阶段的设计。初始设计阶段之后的情况很大程度上取决于初始设计阶段的结果和研制成本。如果初始设计阶段的结果可以满足预定的设计要求，则可以进行飞机的详细设计，如果初始设计的结果中发现了某些问题（如某种技术上的不足，或缺乏数据库等），那么就要进一步的改进初始方案、研究解决问题的方案，直到问题被解决之后，形成最终设计任务书，进行飞机的全尺寸发展研制。如果研制表明在可接受的周期和费用内不能解决这些问题，该设计项目将被取消。 方案设计的任务主要是确定如下飞机总体参数： (1)起飞总重W ； TO ； (2)最大升力系数 C lmax ； (3)零升阻力系数 C D0 (4)推重比 T/W； (5)翼载 W/S。 本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有： (1)装载和装载类型； (2)航程或待机要求； (3)起飞着陆场长； (4)爬升要求； (5)机动要求； (6)鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准）。 2.2 重量估算 飞机必须在带有装载物的情况下达到航程、航时、速度和巡航速度的目标。
估算为了完成任务阶段的飞机最小重量和燃油重量是很重要的。对一定的任务要求，本节提供了一种快速估计起飞总 重W TO 、空重W E 、任务油重W F 的方法。 该方法适用于如下 12种飞机： (1)自制螺旋桨飞机； (2)单发螺旋桨飞机； (3)双发螺旋桨飞机； (4)农业飞机； (5)公务机； (6)涡轮螺旋桨支线飞机； (7)喷气运输机； (8)军用教练机； (9)战斗机； (10)军用巡逻机，轰炸机和运输机； (11)水陆两用飞机； (12)超音速巡航飞机。 2.2.1 方法的概述 可以将飞机起飞总重表示为如下几项： W TO =W OE +W F +W PL （2.2.1） 其中： W OE ——飞机使用空重 W F ——飞机任务油重 W PL ——飞机有效装载重量 而 W OE 通常记为： W OE =W E +W tfo +W crew （2.2.2） 其中： W E ——空重； W tfo ——死油重； W crew ——乘员重。 空重有时又可写成如下形式：
大学生电子设计竞赛 设计报告 摘要：本设计实现基于STM32开发板的十字形四旋翼飞行器，四旋翼由主控制板、陀螺仪、电机模块、超声波测距、电源和投弹打靶模块等六部分组成。其中，控制核心STM32负责飞行器姿态数据接收和飞行姿态控制；陀螺仪采用MPU6050模块，该模块经过卡尔曼滤波处理采集的数据，输出数据，用PID控制算法对数据进行处理，同时，解算出相应电机需要的的PWM增减量，及时调整电机转速，调整飞行姿态，使飞行器的飞行的更加稳定。电机模块通过电调控制无刷直流电机，超声波传感器进行测距，起飞后悬停在一定高度，打靶后降落。 关键词：四旋翼；PID控制；陀螺仪，姿态角，电机控制
2
目录 1系统方案 (1) 1.1控制系统选择方案 (1) 1.2飞行姿态控制方案论证 (1) 1.3角度测量模块的方案论证 (2) 1.4高度测量模块方案论证.............................................. 错误！未定义书签。2理论分析与计算 (2) 2.1控制模块 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.2机翼电机 .................................................................... 错误！未定义书签。 2.3飞行姿态控制单元 (3) 3电路与程序设计 (4) 3.1系统总体设计思路 (4) 3.2主要元器件清单......................................................... 错误！未定义书签。 3.3系统框图 .................................................................... 错误！未定义书签。 3.3.1系统硬件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。 3.3.2系统软件框图 ..................................................... 错误！未定义书签。4测试方案与测试结果.. (5) 5结论 (6) 3
飞行器总体设计大作业 歼-50（终结者） 小组成员：
目录 前言 (4) 第一章飞机设计要求 (4) 1.1 任务计划书性能指标 (4) 1.2发动机要求 (5) 1.3有效载荷 (5) 1.4任务剖面 (5) 1.4 概念草图 (6) 第二章总体参数估算 (7) 2.1起飞重量的计算 (7) 2.1.1飞机起飞重量的构成 (7) 2.1.2空机重量系数W e/W0的计算 (9) 2.2 发动机的耗油率C (10) 2.3 升阻比L/D (11) 由浸湿面积比估算出L/D约为13 (13) 2.4 燃油重量系数W f/W0 (13) 2.4.1飞机的典型任务剖面 (14) 2.4.2计算燃油重量系数W f/W0 (16) 2.4.3全机重量计算 (16) 2.5飞机升阻特性估算 (19) 2.5.1确定最大升力系数 (19) 2.5.2估算零升阻力系数C D0及阻力系数C D (20)
2．7 翼载荷的确定 (23) 第三章总体方案设计 (25) 3.1总体布局选择 (25) 3.1.1方案一：总体布局为三翼面布局 (25) 3.1.2方案二：总体布局为正常式布局 (25) 3.2机身布局 (25) 3.3发动机的类型、数目和布置： (26) 3.2进气道布置 (26) 3.3机翼布局 (27) 3.4尾翼布局 (27) 3.5起落架型式 (28) 3.6隐身设计 (28) 第四章部件设计 (29) 4.1机翼设计 (29) 4.1.1机翼具体参数的确定： (29) 4.1.2机翼的气动力特性 (33) 4.1.3机翼的增升装置和副翼 (34) 4.2机身设计 (38) 4.3尾翼及其操纵面的设计 (40) 4.4起落架设计 (42) 4.4.1起落架形式的选择： (42)