目录
21章空调―――――――――――――――――――2 22章自动飞行控制―――――――――――――――3 23 通讯系统―――――――――――――――――――5 24章电源―――――――――――――――――――6 26章防火―――――――――――――――――――8 29章液压―――――――――――――――――――9 30章防冰―――――――――――――――――――11 32章起落架――――――――――――――――――13 34章导航――――――――――――――――---――15 36章引气―――――――――――――――――――17 70～80章发动机―――――――――――――――――18
21章空调
一、故障现象：
客舱空调在自动和人工位制冷效果比较差
分析总结：一般是由于双温活门、35度华氏度控制器及控制活门引起的，ACM性能下降也有可能，冲
压空气系统可能行较小。
处理措施：人工测试双温活门工作是否正常，如果正常，检查冲压空气系统是否工作正常，如果冲压系
统工作正常，检查35华氏度控制器和控制活门是否正常或测试ACM制冷效果是否正常。
二、故障现象：
P5面板上PACK OFF灯亮
分析总结：管道过热电门、涡轮进口过热电门、压气机出口过热电门性能衰减造成，有时也有可能由于空调真实过热造成，譬如ACM、冲压空气系统、混合活门、发动机预冷系统、热交换器等；
线路和空调附件组件也有可能。
处理措施：检查双发引气是否存在剪刀差；地面可以检查冲压空气系统是否作动正常（拔出、闭合空地跳开关），ACM和热交换器的工作可以通过把空调电门打到高流量来（手册要求低于6度）检查制冷效果是否正常；对于电门的故障，可以考虑和飞机另侧的空调对调传感器。
三、故障现象：
冲压空气灯亮
分析总结：热交换器过脏，冲压空气作动筒或控制器、230华氏度温度传感器故障。处理措施：检查冲压空气作动筒是否工作正常，如果正常建议和其他空调系统互串温度传感器或作动筒控制器，同时通过检查窗口检查热交换器是否堵塞或者参照手册检查其制冷性能。
22章自动飞行控制
一故障现象
自动驾驶A空中衔接后脱开, B一样
分析总结：飞行控制计算机FCC，方式控制板MCP，副翼作动筒，升降舵作动筒等相关部件，线路也有可能。在自动飞行控制系统中，自动驾驶经常断开或接不通的大部分原因是FCC和它的执行机构。在自动飞行控制系统中，由于飞行控制计算机(FCC)是该系统的中央处理器。故FCC的损坏是导致自动驾驶经常断开的主要原。
处理措施：进入FMC的维护页面进行AFCS的自检，自检页有
1L当前状态
2L飞行中故障
3L航线可更换件
4L着陆检测
下一页: 1L 地面功能测试
2L调整
3L 传感器活门
先看历史故障记录作为参考，再进行当前故障的测试，如测试到故障原因可进行A B自动驾驶部件的互串再测试，如有故障更换相应部件。
二故障现象
自动油门经常脱开或者空中出现剪刀差
分析总结：自动油门计算机，飞行管理计算机，同步器，伺服作动筒
处理措施：出现自动油门故障后，要在FMC CDU上对自动油门系统进行自检测试，参见MM22-04-10/1XX。. 自动油门A/T自检页有
1L 当前状态
2L飞行中故障
3L 航线可更换件接口
4L 交互测试
下一页
1L 范围检查
2L 调整
主要是进行历史故障检查和当前状态测试。对测试中出现的故障信息，可以依据MM 手册中的相应排故措施来进行排故。当前状态测试包括了自动油门计算机的检测（包括CPU，数模/模数转换功能模块，离散信号的输入/输出，N1设定和油门保持功能的测试），伺服马达和扭矩电门的测试，PLA同步器的检查，发动机的构型，以及与其他模拟部件（左无线电高度表，左襟翼传感器和左AOA传感器）和数字部件（MCP，FMC，左右DADC，左右
惯导）的接口测试。如果当前状态测试通过，可以断定测试所涉及的这些部件在测试时都没有问题。
然而，即使对某些飞行状态正常的飞机进行当前状态测试，也会经常出现“THROT TS1(2) SYNC ADJUST”信息。对这个问题波音公司认为可能是个干扰信息，目前还没有好的解决方法。如果出现该信息，则进行下面的工作：检查确认没有出现“TS1(2) OPEN IN ERROR”信息；油门杆在离开慢车位后大约一寸到两寸处停止；检查PLA同步器的角度是否在正常范围内。如果在正常范围内，则该信息为干扰信息，无须对此进行排故。如果在正常范围外，则对其进行调整。调整的方法参见MM22-31-11/4XX。根据波音的相关信息，如果PLA同步器低于正常范围20度以上，会导致油门杆在慢车位停止不动。
23 通讯系统
一故障现象
机组反映在左边的VHF COM 不能工作(右边一样)
分析总结：甚高频通讯收发机，遥控电子组件REU，通讯控制板
处理措施a 先到VHF COM 1收发机上测试，如有相应的故障灯亮则和右系统互串此
部件再测试
b 如没有失效指示，则在驾驶舱检查，如机长和副驾驶都测试检查VHF COM1不工
作，则首先互串收发机再测试，然后是控制板，最后考虑天线。
C 如只是接收不好，则可在收发机上做经噪测试，如不通过，则更换收发机，通过可和右边互串收发机再通电检查，再考虑REU
d 如只是发射不好，则首先互串收发机。再考虑天线，最后考虑REU.
二故障现象
2部甚高频通讯系统不工作
分析总结：遥控电子组件REU, 收发机
处理措施
1 一般的如2套都甚高频通讯系统都失效，最大可能是遥控电子组件故障，把机长的音频控制板放到应急位，把非机长一侧的音频控制板的选择在SVR位，如工作正常，更换遥控电子组件。
2 如不正常，更换第一部甚高频收发机，如还不正常，则可能是机长麦克风的PTT电门或机长位置的其他PTT电门短路接地，检查相应线路，可到REU后测量PTT信号是否接地
3 重复上面对副驾驶和观察员位置进行检查。
24 电源
一、故障现象：
CSD低滑油灯亮（起动发动机后）
分析总结：CSD压力传感器、CSD、滑油需要勤务、滑油渗漏
处理措施：检查滑油是否正常，如果正常正常，检查发电机电压和频率是否稳定，剩磁电压是否正常，如果不稳定或剩磁电压为0，更换CSD；如果正常，更换传感器或检查线路。
二、故障现象：
CSD滑油温度高
分析总结：滑油少、传感器故障、滑油冷却器故障
处理措施：检查滑油油量，如果正常，检查滑油冷却器或更换滑油传感器。
三、故障现象：
115伏交流电电压偏高
分析总结：GCU、发电机。
处理措施：更换GCU,如果不能解决，更换发电机。
四、故障现象：
115伏交流电电压偏低
分析总结：GCU、发电机或相关线路、CSD.
处理措施：更换GCU,如果不能解决，测量相关线路或更换发电机，如果不能解决，可以考虑更换CSD.
五、故障现象：
转换汇流条灯亮
分析总结：表示转换汇流条失电，常见原因为液压泵二极管失效引气的。
处理措施：拔出A或B液压系统跳开关进行隔离，如果故障消失，更换对应的液压泵，
如果不消失，检查相关线路。
六、故障现象：
外接交流电源不能正常接通
分析总结：外接电源系统故障、飞机外接电源插座故障、BPP故障。
处理措施：检查地面“GRD POWER AVAILABLE”灯是否照亮，如果正常，检查插座是否损坏、线路是否连接正常，如果正常，可以考虑更换BPP.
七、故障现象：
备用交流电源故障
分析总结：静变电流机故障、R328故障、R37故障。
处理措施：更换静变电流机，如果故障不能排除，更换R328或者R37.
八、故障现象：
APU电源无法输出
分析总结：APU发电机GCU、APU发电机、GB或相关线路
处理措施：考虑与其他飞机互换APU的GCU，如果不能解决，建议检查相关线路和APU 发电机。
九、故障现象：
备用直流电源故障
分析总结：R328、R37和R356
处理措施：选择电门S4打到电瓶位，如果没有电，更换R238；其他情况可以考虑更换R37和R356.
26 火警
一、故障现象：
轮舱过热灯亮
分析总结：轮舱过热附件组件、探测元件故障、相关线路及接头污染、飞机真实过热。处理措施：测量相关线路和元件是否短路，如果正常更换轮舱过热附件组件。
二、故障现象：
厕所烟雾探测器尖叫、探测器上红色灯亮
分析总结：真实烟雾、烟雾探测器内部损坏
处理措施：复位测测器上的复位电门，如果不能解决，更换烟雾探测器
三、故障现象：
左或右机身过热灯亮
分析总结：轮舱过热探测组件、探测元件、相关线路故障。
处理措施：检查M237内部是否有故障代码并测量探测元件和线路是否正常，如果正常，更换轮舱过热探测组件。
四、故障现象：
在发动机火警组件上双环路不工作灯点亮
分析总结：探测环路短路、M237故障、线路故障.
处理措施：测量探测环路和线路，如果正常更换M237.
五、故障现象：
在P8板上FAULT灯照亮
分析总结：探测元件开路、组件M279故障
处理措施：选择A或B环路，确定哪一个环路失效，检查失效环路探测元件的对地绝缘性，如果环路和线路均正常，建议更换M279.
29 液压
一、故障现象：
发动机驱动泵低压灯亮
分析总结：低压电门、EDP、相关的线路
处理措施：可以试车时关闭电动液压泵，观察此时相应的液压系统的压力，判断是否是低压电门或EDP的故障。
二、故障现象：
液压系统油量指示没有显示
分析总结：液压油量传感器、相关的线路
处理措施：观察比较液压油箱的机械指示和驾驶舱的油量指示，视情更换液压油量传感器。
三、故障现象：
系统液压压力指示摆动
分析总结：液压压力传感器、相关的线路
处理措施：首先更换液压压力传感器，若故障仍然存在，则修复相关的线路。
四、故障现象：
系统液压压力高指示达到黄区
分析总结：液压泵、压力传感器、相关的线路
处理措施：更换相关的液压泵或压力传感器或修复相关的线路
五、故障现象：
系统EMDP过热灯亮
分析总结：液压泵、过热电门、壳体回油虑、相关的线路
处理措施：建议首先查看壳体回油虑是否存在金属屑，若有则更换液压泵。其次考虑串件或更换过热电门，最后考虑修复相关的线路。
六、故障现象：
当关闭所有的液压泵时，有的液压泵仍然工作分析总结：相关的液压泵控制继电器。
处理措施：更换相关的液压泵控制继电器。
30 防冰
一、故障现象：
风挡加温过热
分析总结：加温控制组件、风挡组件、风挡加温传感器、控制面板
处理措施：建议互串风挡加温控制组件，如果不能解决，测量传感器电阻是否符合要求，考虑使用备用传感器或者对调加温控制面板，最后可以考虑更换风挡玻璃。
二、故障现象：
风挡雨刷不能转动
分析总结：组件驱动马达、电门、相关线路、
处理措施：检查相关线路，如果正常，可以考虑更换相关驱动马达或电门。
三、故障现象：
厕所或厨房排泄管路冻结
分析总结：R47、R282或加热器故障
处理措施：更换R47或R282,如果不正常，更换加热器。
四、故障现象：
加温电门在ON位时皮托管不加温
分析总结：皮托管，控制面板，相关线路
处理措施：一般是由于皮托管故障引起的，也可以考虑先对调控制面板。
五、故障现象：
使用防冰时“COWL ANTI-ICE”故障灯亮
分析总结：整流罩防冰超温或者超压，控制面板或者防冰活门
处理措施：建议更换温度或者压力传感器，如果不能解决，可以考虑控制面板和防冰活门。
六、故障现象：
活门指示和电门位置指示不一致
分析总结：防冰活门、控制面板、线路
处理措施：建议更换防冰活门，如果不能解决，检查线路或控制面板。
32 起落架
一、故障现象：
飞机离地时前轮抖动剧烈
分析总结：前轮磨偏
处理措施：更换前轮
二、故障现象：
收轮时，前轮有较大的撞击声
分析总结：锁定作动筒轴承和轴承座磨损严重，连接螺栓严重磨损，有效承载截面磨损，锁定臂上衬套严重磨损
处理措施：更换前起锁定作动筒和连接螺栓。
三、故障现象：
襟翼放小角度时，警告音响切不断。
分析总结：M989
处理措施：更换M989。
四、故障现象：
放起落架后起落架指示的红绿灯均亮。
分析总结：起落架控制手柄组件。
处理措施：更换起落架控制手柄组件。
五、故障现象：
防滞不工作灯亮
分析总结：防滞刹车控制组件、轮速传感器、防滞活门、相关的线路。
处理措施：建议首先到防滞刹车控制组件上面测试，根据相应的故障代码更换相关的部件，最后考虑修复相关的线路。
六、故障现象：
空中起落架手柄不能放到“UP”位。
分析总结：手柄电磁释放作动筒故障、空地安全电门
处理措施：建议更换起落架手柄电磁释放作动筒或调节空地安全电门间隙。
七、故障现象：
前轮转弯失效
分析总结：前轮转弯计量活门、转弯作动筒
处理措施：更换前轮转弯计量活门或转弯作动筒。
34章导航系统
一、故障现象：机组反映空中出现雷达失效
分析总结：雷达收发机，雷达驱动组件，雷达控制板
处理措施：我们经常在实际中遇到的是在空中出现失效，落地后我们测试又正常，处
理很棘手，因为只有在测试时失效才会出现失效信息，空中打开雷达后如失效只出现WXR FAIL 信息，并不提示是哪个部件有问题，这就需要我们仔细询问机组，灵活判断。
（1）如果机组告诉的现象是出现WXR FAIL, 但气象信息还有，这就肯定不是驱动组件和天线，因为它们失效时出现失效信息的同时是关闭气象信息的，这就只
能是惯导和收发机，惯导只有2部都坏时才会导致气象雷达出现失效信息，故
最大可能是收发机。这在我们的飞机上出现过。
（2）如果机组告诉的现象是出现WXR FAIL ,同时出现气象信息关闭，这样我们不能很快准确判断，地面测试如正常应该检查雷达风扇滤网是否有较多灰尘，因
为滤网脏会导致雷达收发机过热而导致短时间的失效。同时我们应让机组在空
中失效时把雷达控制电门放到测试位以判断是哪个部件故障造成。这是我们很
多的维护人员不知道的。
（3）我们需要注意的是雷达失效时出现ANT时大多数不是天线故障，而是驱动组件故障，因为就雷达天线本身如不是外力导致严重变形是很难出现故障的。所
以我们应该更换驱动组件，这在我们公司是有教训的，在2003年8月2968
飞机出现故障，我们的排故人员只根据测试信息更换天线，结果未排除故障。
如果测试时只出现WXR FAIL, 而不出现故障部件信息，则一般是雷达收发机
故障导致。
二故障现象：机组反映空中TCAS失效
分析总结：TCAS计算机，TCAS控制板，TCAS上下天线，ATC天线和ATC应答机
我们经常遇到的是飞机在空中短时间出现的TCARS FAIL，而一到地面则完全正常，这就需要我们熟练的掌握系统的组成和工作原理，以减少排故的时间。
1.计算机故障:
如在空中单纯的出现TCARS失效，而无其他相关信息，回到地面又正常，一般的更换TCARS计算机则能完全排除故障。如2002年3月2165飞机更换TCARS 计算机后飞机正常。即使有时TCARS地面出现故障，如自测试显示TP故障码，不应首先直接更换TCARS处理机，而应对外频环路故障进行检查。检查按如下步骤进行：将控制板功能选择纽转到“STBY”后，并在组件上进行TCARS处理的自测试，如果无故障，可以确信是环路故障，而并非是TCARS处理的故障。山航2002年5月的2961飞机，2001年的2968飞机出现此现象，重新复位TCARS后正常。
2.天线故障：
TCARS计算机联接两部TCARS定向天线，在四个可选择方向上对ATC应答机
故障发出询问信号，以全方位接收回答信号，四个方向提供信号幅度信息给TCARS 计算。TCARS计算机能够选择最佳的天线接收和发射，因此我们会从表面上看一个天线坏了不会影响TCARS工作，但实际上一个天线坏了，TCARS系统就会失效。这在我们公司，B2968上曾出现，2000年6月2968飞机在空中出现障，地面测试正常。机务人员打开天线后发现里面有水分，把水擦干并清洁天线插头后测试TCARS系统正常，一般来说，电缆与接头部可能造成故障，TCARS天线有4个外频接头，分别标为J1，J2，J3，J4，可通过测量接头芯线与外壳的电阻来判断天线是否故障，正常情况其阻值位J1—1K，J4－2K，如果阻值是无穷大或零，则天线损坏，需要更换天线，如果天线故障灯亮，最好测量一下电阻确认，再拆装天线，以免误拆。
3.输入系统故障：
ATC，LRRA和ADC失效都会影响TCARS系统，在山航的飞机中经常导致TCARS 失效的是ATC系统。如2002年9月，B2165飞机反映经常在空中出现TCARS系统失效，落地后一切正常，排故人员做了大量工作，互串了许多航材后故障依旧存在，最后我们跟机观察发现，ATC失效灯亮后TCARS系统就失效，于是落地后机务着手对ATC系统排故，但由于地面测试正常，机务排故人员互串了部件后故障依然，最后我们仔细的分析ATC天线会导致ATC系统失效而导致TCARS失效，更换ATC天线后故障排除，同样的2002年10月2961的ATC天线电门坏了也导致了ATC和TCARS系统失效，因为同轴电门正常情况下，当ATC控制板选1时，上下天线接ATC1，当选ATC2时上下天线接ATC2，如果电门坏了，选2时上下天线不能吸合到2，ATC2就会失效。
36章引气
一、故障现象：
BLEED TRIP OFF 灯亮
分析总结：490华氏度过热电门、压力传感器、引气调节器、预冷器控制活门、450华氏度过热电门、高压机活门
处理措施：地面检查时首先检查压力是否超标，如果正常，建议更换490度过热电门，然后可以考虑引气调节器和高压机活门，如果在试车时发现引气压力相对另一侧偏小，建议脱开450度过热电门信号管试车检查，如果故障消失，建议更换预冷器控制活门或传感器（也可通过转动人工活门旋钮，检查控制活门是否正常）。
二、故障现象：
在大功率时引气压力低，低功率时引气压力正常
分析总结：预冷器控制活门、450华氏度过热电门、预冷器、信号管路渗漏或堵塞。
处理措施：脱开450华氏度过热电门信号管（或者试车时打开机翼防冰），地面试车检查，如果压力正常，建议更换预冷器控制活门或450华氏度过热电门。
三、故障现象：
引气压力低
分析总结：传感指示系统、PRSOV、引气调节器、高压机活门或高压机引气调节器、信号管道渗漏或堵塞、预冷器系统。
处理措施：建议优先确认传感指示系统无故障，然后用专用设备对PRSOV、预冷器控制活门及管道渗漏等进行检查（航材已经定购）。
四、故障现象：
引气压力高
分析总结：指示传感系统、PRSOV、引气调节器、信号管道渗漏或堵塞。
处理措施：优先确认传感指示系统无故障，然后用专用设备检查管路和PRSOV及引气调节器。
ATA70-80
一、故障现象：
左右发动机油门杆不一致
分析总结：飞机在飞行过程中如果出现左右发动机油门杆不一致，可能由发动机操纵、发动机燃油控制系统、发动机空气系统或自动油门系统部件失效引起。
处理措施：AMM71的排故树中指明，在左右发动机型号相同的情况下，维持两发N1稳定一致，左右油门杆相差不能超过一个球。如果在自动油门工作的情况下，发生较大的油门杆差值，此时两发N1一致，可检查发动机油门钢索是否正确较装、两发部分功率N1及N2值是否符合要求、VSV/VBV系统是否正确较装、PMC的PLA增益是否正确、PMC相关传感器、MEC相关传感器。如果油门杆有差值时两发N1也不一致，则应考虑自动油门系统部件。二、故障现象：
发动机起动时EGT指示闪烁
分析总结：发动机起动时EGT指示闪烁表示出现了不正常起动情况。发动机主显示器监控发动机的起动情况，如果出现热起动趋势或起动悬挂，EGT指示将闪烁。如果发动机主显示器内部故障，可能在起动正常的情况下出现EGT闪烁的情况。
处理措施：若发动机起动过程正常，而EGT闪烁，可按压已用燃油复位按钮进行复位。若起动过程出现热起动趋势或起动悬挂，则应关车进行排故。
三、故障现象：
发动机加速慢
分析总结：发动机加速慢可能由于部件失效或发动机性能衰退引起。发动机压气机涡轮叶片损伤、燃油比重调整不正确、CDP/CBP管路损伤或堵塞、VSV/VBV系统部件故障或未正确较装、引气管路渗漏、慢车转速不符合要求、CIT或MEC故障都会引起发动机加速问题。处理措施：检查以上部件及进行孔探检查，确定故障原因。若加速问题是由发动机性能衰退引起，可通过VSV动态较装、按手册要求调整燃油比重及慢车转速的方法来提高老旧发动机的加速性。
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
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护(doc 8页)
TB飞机起落架机轮轴承失效的原因分析及维护 B8913号TB20飞机在执行本场起落训练过程中，飞行教员发现飞机着陆滑跑，起飞滑跑及起飞以后，飞机发生剧烈的抖动甚至于越来越剧烈，造成飞机滑跑困难。几个起落以后，飞行教员果断采取措施，退出飞行训练。经机务人员检查发现：前机轮轴承由于高温而熔化咬死，带动轮轴旋转，轮轴与轮叉发生滑动干摩擦，产生的热量将轮轴和轮叉部分熔化，产生巨大的变形，机轮组件几乎从轮叉上脱落。由于飞行教员果断的抉择，才避免了一场安全事故的发生。由此可见，机轮轴承不仅用来支承机轮，引导机轮的旋转方向，减小转动过程中的摩擦，并承受机轮和轮轴之间的各种载荷。而且，轴承对飞机的工作性能、寿命、各项经济指标及可靠性都有很大影响，甚至在某些情况下也会造成飞行安全事故。 一、轴承的基本结构及受力分析 TB飞机机轮轴承为铁姆肯(Timken)公司生产的圆锥形轴承，它由四部分组成：内滚道、外滚道、圆锥滚棒和保持架。正常情况下，内滚道、外滚道和滚棒承受载荷，而保持架使滚棒相互均匀地隔开，以免互相碰撞和摩擦，并使每个滚棒均匀和轮流地承受相等的载荷。内滚道、滚棒和保持架合称为滚道组件。通常它和外滚道是可分的(外滚道固定在可分解的轮毂上的)，使安装轴承比较方便。 轴承采用低碳钢，经表面渗碳处理，它使轴承有适合的硬度，抗疲劳、忍性的综合性能。正常使用情况下，轴承的最大温度范围在120-150℃，短时温度可达175℃，最大周期接触应力在2100～3100MPa，而保持架通常用低碳钢制成。 由于圆锥轴承的几何特点及设计特点，它可以承受经向和轴向的综合载荷。外滚道与轴承中心线的夹角越大，能承受的轴向推力和经向推力的比值越大，滚棒和滚道的接触线越长，那么承受载荷的能力越强。飞机处于不同的工作状态，轴承的受力情况不同： 1.飞机处于静止状态，轴承主要承受静止载荷。飞机的重力产生的停机载荷—P通过轴承的滚棒传递给外滚道，即轮毂。P可沿轴向分解为轴向力N和垂直于外滚道的力F。如图所示，P所产生的对外滚道的压力远大于P在这个轮子上的分力，对滚道施加很大的压强。 2.飞机在地面滑行时，主要也承受垂直载荷。由于地面的不绝对平整，飞机的上下震动的幅度大于飞机的重力。 3.着陆时，机轮接地的瞬间首先主要是受到巨大的静止垂直冲击载荷，继
南京航空航天大学 飞机总体设计报告——150座级客机概念设计 011110XXX XXX
设计要求 一、有效载荷 –二级布置，150座 –每人加行李总重，225 lbs 二、飞行性能指标 –巡航速度：M 0.78 –飞行高度：35000英尺 –航程：2800（nm） –备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。 –起飞场长：小于2100（m） –着陆场长：小于1650（m） –进场速度：小于250 （km/h）
飞机总体布局 一、尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 （一）平尾前、后位置与数目的三种形式 1．正常式（Conventional) 优点：技术成熟，所积累的经验和资料丰富，设计容易成功。 缺点：机翼的下洗对尾翼的干扰往往不利，布置不当配平阻力比较大 采用情况：现代民航客机均采用此布局，大部分飞机采用的位移布局形式2．鸭式（Canard） 优点：1.全机升力系数较大；2.L/D可能较大；3.不易失速 缺点：1.为保证飞机纵向稳定性，前翼迎角一般大于机翼迎角； 2.前翼应先失速，否则飞机有可能无法控制 采用情况：轻型亚音速飞机及军机采用 3．无尾式( Tailless ) 优点：1.结构重量较轻：无水平尾翼的重量。 2.气动阻力较小——由于采用大后掠的三角翼，超音速的阻力更小 缺点：1. 具有稳定性的无尾飞机进行配平时，襟副翼的升力方向向下，引起升力损失 2. 起飞着陆性能不容易保证 采用情况：少量军机采用 综上所述，采用正常式尾翼布局 （二）水平尾翼高低位置选择 (a) 上平尾(b) 中平尾(c) 下平尾(d) 高置平尾(e) “T”平尾 选择平尾高低位置的原则 1.避开机翼尾涡的不利干扰：将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。 2.避开发动机尾喷流的不利干扰 综合考虑后，选择上平尾 （三）垂尾的位置和数目 位置 - 机身尾部 - 机翼上部
课设报告 题目：飞机大战 班级： 姓名： 学号： 指导老师： 日期：年月日
目录 1摘要 (3) 2.1 功能需求 (3) 2.2 设计要求 (4) 3 硬件设计及描述 (5) 3.1 总体描述 (5) 3.2 系统总体框图 (5) 3.3 各部分硬件介绍 (5) 3.31输入模块 (5) 3.32输入模块 (6) 4 软件设计流程及描述 (7) 4.1 程序流程图 (7) 4.2 主要函数模块及功能 (8) 4.2.1控制飞机模块 (8) 4.2.2 碰撞检测模块 (9) 5 功能实现 (11) 液晶显示 (11) 6 心得体会 (13)
1摘要 三星公司推出的16/32 位RISC 处理器S3C44B0X 为手持设备和一般类型的提供了一种高性能低成本的解决方案。为了降低整个系统的成本，S3C44B0X 内部集成了丰富的片内外设，包括：8K 的cache，可选的片内SRAM,LCD 控制器，带有握手信号的双同道UART,4 同道DMA,系统管理器(片选逻辑，FP/EDO/SDRAM 控制器)，带有PWM 功能的5 通道定时器，I/O 端口，RTC 实时时钟，8 通道10 位ADC,IIC、IIS 总线接口，同步SIO 接口以及用于时钟管理的PLL 锁相环。 S3C44B0X 极低的功耗以及简单，只能的全静态设计使其非常适合对成本和功耗敏感的项目。同时S3C44B0X 还采用了一种新的总线结构，即 SAMBAII(三星 ARM CPU 嵌入式微处理器总线结构)S3C44B0X 通过集成全面、通用的片内外设，大大减少了系统电路中除处理器外的器件需求，从而最小化系统成本。 2.1 功能需求 1.以动漫的形式显示开机界面和加载游戏进入。 2.以位图的方式显示不同飞机的图像，开机界面。 3.使用碰撞检测机制，实现飞机与飞机，飞机与子弹的检测。 4.实现按键的控制，对子弹的发送和飞机的上下左右的自由控制。 5.敌机的随机出现，并实现无限架敌机，且游戏主界面需每次出现三架飞 机，供我机击落。
程序设计综合实践报告 信息科学与工程学院 年月日
目录 1. 概述 (3) 2. 相关技术 (3) 2.1 建立基类CGameObject (3) 2.2 透明图片贴图 (4) 2.3 CObList链表 (4) 2.4获得矩形区域函数 (4) 2.5发射子弹或导弹函数 (4) 2.6 添加爆炸效果技术 (5) 2.7对于对象的绘制以及越出边界的处理 (5) 2.8字体的个性化输出函数 (6) 2.9获取键盘操作函数 (6) 2.10用键盘控制战机的移动 (6) 2.11 设置定时器 (7) 2.12 双缓冲技术 (8) 2.13内存释放技术 (8) 3. 需求分析 (8) 4. 总体设计与详细设计 (8) 4.1 系统模块划分 (9) 4.2 主要功能模块 (11) 4.3 扩展功能设计思路 (11) 4.4 软件结构设计体会 (12) 5. 编码实现 (12) 5.1游戏初始创建 (12) 5.2游戏结束处理 (13) 5.3 背景设定 (13) 5.4 创建游戏对象 (14) 5.4 战机技能的创建 (15) 5.5 发射模块使用（以发射战机导弹为例，敌机、BOSS发射子弹，乘客逃离客机类似） (16) 5.6碰撞检测（以战机与敌机相撞为例，导弹炸毁敌机、子弹命中战机与战机、BOSS 或敌机相撞与战机吃到各种道具等情况类似） (17) 5.7 定时器的创建 (18) 5.8 难度的事件处理程序的创建 (18) 6．测试情况说明。 (19) 7. 实训中遇到的主要问题及解决方法 (19) 8. 实训收获与体会 (20)
1. 概述 飞机大战游戏是基于Windows桌面的射击类游戏，其需要实现的功能为：实现游戏对象的爆炸特效、文字提示功能和界面背景特效，其主要是遵循一定的游戏规则进行游戏。 游戏中的主要角色可分为如下几个基本部分：战机、敌机（普通敌机、小BOSS和大BOSS）、战机的导弹、敌机的子弹。其主要遵循的游戏规则为：战机数量为1，由玩家通过键盘控制（方向键控制位置、空格键发射导弹）战机；导弹释放存在间隔，有一定的运行速度；导弹遇到敌机发生爆炸，敌机被炸毁，导弹消失，玩家得分；由计算机控制敌机自动向战机发动攻击；敌机数量可以根据难度大小随机生成，计算机生成敌机时随机选择类别；敌机从游戏区域的上端进入，左右位置随机；普通敌机被导弹攻击即死，作为进入第二关的标志的小BOSS的血量稍多一些但是数量较多发射子弹的频率也较高，第三关中的大BOSS不仅比小BOSS血量更厚而且它发射伞状的子弹；敌机行驶期间，不左右移动，不反向移动；运行线路为直线，方向为从上至下，不可左右移动。纵向由发射位置起至游戏区域结束；敌机子弹遇到战机时发生爆炸，战机被炸毁，子弹消失，游戏结束。 游戏最后根据功能要求，在大BOSS死亡后会生成客机，被击中引擎后改变飞行轨迹，击中油箱后爆炸，战机还要拯救随机从客机上跳机的乘客。 2. 相关技术 此次实训的飞机大战游戏其中的技术主要就是一些函数、双向链表的使用、内存释放和双缓冲技术。 2.1建立基类CGameObject 建立基于所有类的父类CGameObject，其中定义了两个纯虚函数作为继承CGameObject类的其他类的某些声明，例如：//绘制对象 virtual BOOL Draw(CDC* pDC,BOOL bPause)=0; 还有//获得矩形区域 virtual CRect GetRect()=0; 另外还定义了//获得左上角坐标 CPoint GetPoint(){return m_ptPos;}以及 //加载图像 static BOOL LoadImage(CImageList& imgList,UINT bmpID,COLORREF crMask,int cx,int cy,int
目录 第1章总论 1.1 历史回顾与认识 1.2 飞机结构故障形式及其危害 1.3 故障成因分析方法 1.4 故障治理方法 1.5 值得反思地问题 第2章复合材料调节板前缘断裂故障分析及设计改进 2.1 引论 2.2 复合材料调节板前缘结构失效分析 2.3 调节板前缘结构设计改进 2.4 调节板前结构改进实施效果 2.5 经验教训 第3章歼8飞机后减速板断裂故障治理 3.1 引论 3.2 减速板失效分析 3.3 后减速板结构设计改进 3.4 后减速板改进地实施效果
3.5 经验教训 第4章歼8飞机第42框腐蚀损伤与综合治理 4.1 引论 4.2 第42框下半框腐蚀开裂失效分析 4.3 第42框下半框腐蚀故障修理 4.4 下半框补强修理、改进设计地效果 4.5 经验与教训 第5章歼8飞机腹鳍结构故障分析与治理 第6章歼8飞机后机身尾尖结构故障综合治理 第7章准全尺寸疲劳试验翼身组合体翼根结构设计改进第8章平尾静力试验断裂失效与设计改进 第9章歼8飞机机翼第2梁腐蚀失效分析与修理 第10章歼8飞机机翼第1梁片耳片应力腐蚀控制 第11章歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析及处理第12章歼8飞机空速管断裂与前轮摆振故障治理
简介 歼八类型飞机是上世纪70年代是由中国沈阳飞机研究所和沈阳飞机制造公司研制和生产地高空高速战斗机,属于第二代战斗机,也被称为世界上最后一种第二代战斗机.相继研制出歼8白天型,全天型,歼8Ⅱ.特别是在歼8白天型飞机基础上研制出了歼8Ⅱ型飞机,歼8Ⅱ型飞机适用于国土防空作战,歼8Ⅱ型飞机现成为中国国土防空地主战机 型.矚慫润厲钐瘗睞枥庑赖。 歼-8地发展重点是武器系统、火控系统、机载电子设备和动力装置.为给大口径雷达天线提供空间,采用两侧进气方式,这也是该机与歼-8最大地外观区别.聞創沟燴鐺險爱氇谴净。 歼-8Ⅱ换装了两台涡喷-13A双转子发动机,单台推力6600千克.发动机推力地提高,可提高飞机地中低空机动性,也使起飞着陆性能得到改善；外挂增加至七个,可悬挂多种武器或副油箱,使飞机具有全天候拦截能力并兼有对地攻击能力,并装备了雷达制
飞行器设计与工程专业（卓越工程师）2017级本科培养方案一、专业简介 飞行器设计与工程专业依托航空宇航科学与技术学科及力学学科，将无人机、通用航空飞机、民用航空飞机、战斗机等飞行器作为重点对象，具有突出的专业特色。现具有专职教师9名，其中副教授2名，讲师7名，硕士生导师5名。近年来，完成多项省、市、国家级科研课题，完成航天科技集团、航天科工集团、中国商用飞机有限公司等重点专项课题，建立航空航天工程学部“创新飞行器设计实践基地，学生在实践基地完成创新型飞行器设计、制造和控制仿真等实践工作。 本专业注重工程教育与工程训练相结合，注重对学生创新精神和实践能力的培养，特别是在加强学生工程实践能力和综合能力培养方面取得了很好的实效，得到有关用人单位的高度评价。多年来招生和就业情况良好。 二、培养目标及服务面向 培养适应社会主义现代化建设和国家战略性航空航天产业迅猛发展需要的德、智、体、美等全面发展，具备较好的数学、力学基础知识和航空航天工程基本理论，具有较强的工程实践能力、技术创新意识、工程管理能力和综合素质的高级工程技术人员和研究人员。 毕业生应掌握空气动力、飞行器总体设计、强度分析、结构设计和飞行力学等方面的专业知识，熟悉间飞行器设计与制造相关领域的新技术，能够在航空航天企业、民航部门、科研院所、通用航空及相关领域中从事科研、设计、制造和开发等高级工程技术和管理方面的工作。 三、培养要求 1、具有较强的社会责任感、较好的人文素养和良好的职业道德，健全的人格和健康的体魄； 2、具有从事领域工作所需的自然科学知识和社会科学知识； 3、系统地掌握本专业领域宽广的基础知识，掌握飞行器设计基础、力学基础、机械设计、自动控制原理、电工与电子技术等方面的基础理论。 4、掌握本专业领域内所需的飞行器设计的空气动力、强度分析、结构设计和
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
本科毕业论文题目：飞机起落架结构及其故障分析 专业：航空机电工程 姓名： 指导教师：职称： 完成日期： 2013 年 3 月 5 日
飞机起落架结构及其故障分析 摘要：起落架作为飞机在地面停放、滑行、起降滑跑时用于支持飞机重量、吸收撞击能量的飞机部件。为适应飞机起飞、着陆滑跑和地面滑行的需要， 起落架的最下端装有带充气轮胎的机轮。为了缩短着陆滑跑距离，机 轮上装有刹车或自动刹车装置。同时起落架又具有空气动力学原理和 功能，因此人们便设计出了可收放的起落架，当飞机在空中飞行时就 将起落架收到机翼或机身之内，以获得良好的气动性能，飞机着陆时 再将起落架放下来。本文重点介绍了飞机的起落架结构及其系统。对起落 架进行了系统的概述，对起落架的组成、起落架的布置形式、起落架的收 放形式、起落架的收放系统、以及起落架的前轮转弯机构进行了系统的论 述。并且给出了可以借鉴的起落架结构及其相关结构的图片。 关键词：起落架工作系统凸轮机构前轮转弯收放形式
目录 1. 引言 (1) 2. 起落架简述 (1) 2.1 减震器 (1) 2.2 收放系统 (1) 2.3 机轮和刹车系统 (2) 2.4 前三点式起落架 (2) 2.5 后三点式起落架 (3) 2.6 自行车式起落架 (5) 2.7 多支柱式起落架 (5) 2.8 构架式起落架 (6) 2.9 支柱式起落架 (6) 2.10 摇臂式起落架 (7) 3 起落架系统 (7) 3.1 概述 (7) 3.2 主起落架及其舱门 (7) 3.2.1 结构 (8) 3.2.2 保险接头 (8) 3.2.3 维护 (8) 3.2.4 主起落架减震支柱 (8) 3.2.5 主起落架阻力杆 (9) 3.2.6 主起落架耳轴连杆 (10) 3.3 前起落架和舱门 (10) 3.4 起落架的收放系统 (10) 3.4.1起落架收放工作原理 (10) 3.4.2 起落架收放过程中的的液压系统 (11) 3.4.3 主起落架收起时的液压系统工作过程 (12) 3.4.4 主起落架放下时的液压系统工作原理 (13) 3.4.5 在液压系统发生故障时应急放起 (14) 3.4.6 起落架收放的工作电路 (15) 3.5 前轮转弯系统 (17) 3.5.1 功用 (17) 3.5.2 组成 (17) 3.5.3 工作原理 (17) 3.6 机轮和刹车系统 (17) 4 歼8飞机主起落架机轮半轴裂纹故障分析 (17) 4.1 主起落架机轮半轴故障概况 (17) 4.2 主起落架机轮半轴失效分析 (18) 4.3 机轮半轴裂纹检测及断口分析 (20) 4.3.1 外场机轮半轴断裂检查 (20) 4.3.2 大修厂机轮半轴裂纹检查 (21) 4.4 主起落架机轮半轴疲劳试验结果 (22) 4.4.1 机轮半轴疲劳试验破坏部位 (22)
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。
X X大学 程序设计基础课内项目说明书 XXXX年XX月XX日
1．设计目的(小标题黑体五号字) 制作一个简单的飞机大战游戏。 2．设计内容 此飞机大战游戏是一款射击游戏，它随着你的分数增加，而不断改变你的等级，同时等级越高难度就会越大，一旦敌机逃离那么你的分数将会减少，与敌机相撞你的生命值将会减少，按鼠标左键可以连续发射子弹，鼠标移动控制我机移动。 3.本设计所采用的数据结构 使用了两个动态链表，分别储存敌机图片的左上角坐标（X,Y）以及子弹图片的左上角坐标（X,Y）,删除子弹与敌机以及敌机与我机的碰撞都是基于图片的左上角坐标（X,Y）来判定。 4．功能模块详细设计 4.1 子弹相关模块 4.1.1详细设计思想 当检测到左键按下时，调用添加子弹的函数并进行传参（鼠标的位置坐标）产生新的子弹；当子弹击中敌机（移动子弹的函数来判断是否击中）后调用删除子弹函数来删除子弹并释放内存；移动子弹函数在中还包括子弹是否出界并删除的函数；游戏结束后把所有的子弹都删掉。 4.1.2 核心代码 //子弹 int bulletvx=0; int bulletvy=-20; int bulletwidth=6; int bullethigh=11; typedef struct Tag_Bullet { int x; int y; struct Tag_Bullet*Next; }bullet,*lbullet; bullet bullethead; lbullet lbhead=&bullethead,lbtail=&bullethead;
lbullet pushbullet(int bx,int by); //添加子弹-返回添加的子弹指针lbullet removebullet(lbullet it); //删除子弹-返回下一个子弹的指针lbullet freebullet(); //删除全部子弹 lbullet movebullet(); //移动子弹 //添加子弹 lbullet pushbullet(int bx,int by) { lbtail=lbtail->Next=(lbullet)malloc(sizeof(bullet)); lbtail->x=bx; lbtail->y=by; lbtail->Next=NULL; return lbtail; } //删除子弹 lbullet removebullet(lbullet It) { lbullet cbullet; for (cbullet=lbhead;cbullet->Next!=NULL;cbullet=cbullet->Next) { if(cbullet->Next==It) { if(It==lbtail)//尾节点单独处理 lbtail=cbullet; cbullet->Next=It->Next; free(It); break; } } return cbullet->Next;
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)
长沙航空职业技术学院毕业设计（论文） 歼七飞机起落架收放系统故障分析 系别航空装备维修工程系 专业飞机附件维修 姓名 班级 指导老师 及职称李向新 二〇一一年××月×××日 长沙航空职业技术学院
毕业设计（论文）任务书
毕业设计（论文）任务书 (2) 摘要................................. 错误！未定义书签。第1章歼七飞机前起落架自动收起的故障研究错误！未定义书签。 1.1起落架收放控制原理分析 ....................... 错误！未定义书签。 1.2起落架自动收起原因分析 ......................... 错误！未定义书签。 1.2.1电液换向阀性能不良 .............................. 错误！未定义书签。 1.2.2系统不完整，回油路堵死 ...................... 错误！未定义书签。 1.3 故障验证 .................................................... 错误！未定义书签。 1.4 维修对策 .................................................... 错误！未定义书签。第2章数据符合规定前起落架为何放不下错误！未定义书签。 2.1地面检查和模拟试验情况 ......................... 错误！未定义书签。 2.2原因分析 ..................................................... 错误！未定义书签。 2.3 结论............................................................. 错误！未定义书签。 第3章总结 (3) 参考文献............................... 错误！未定义书签。致谢错误！未定义书签。
C++程序设计A2 课程设计报告 课程名称C++程序设计A2 课题名称飞机大战 专业计算机科学与技术 班级1820544 ___ 学号182054424 _____ 姓名王锐____ _ 指导教师韩燕丽__ 2019年6 月15 日
（一）、课程设计题目： 飞机大战 （二）、目的与要求： 1、目的： （1）要求学生达到熟练掌握C++语言的基本知识和技能； （2）基本掌握面向对象程序设计的基本思路和方法； （3）能够利用所学的基本知识和技能，解决简单的面向对象程序设计问题。 2、基本要求： （1）要求利用面向对象的方法以及C++的编程思路来完成系统的设计。 （2）在系统的设计中，要求运用面向对象的机制（继承及多态性），来实现系统功能，并且要建立清晰的类层次结构。 （3）在系统设计中要分析和定义各个类，每个类中要有各自的数据成员和成员数。 （4）主函数中提供菜单选项，并给出足够的选择信息以及提示信息。 （5）程序具有一定的健壮性，不会因为用户的输入错误引起程序运行错误而中断执行。对输入值的类型、大小范围、字符串的长度等，进行正确性检查，对不合法的输入值给出出错信息，指出错误类型，等待重新输入。 3、创新要求： 在基本要求达到后，可进行创新设计，如根据查找结果进行修改的功能。（三）、设计方法和基本原理： 功能要求： 设计一个基于控制台的简洁流畅的飞机大战游戏。 问题的解决方案： 根据系统功能要求，可以将问题解决分为以下步骤： （1）应用系统分析，建立该系统的功能模块框图以及界面的组织和设计； （2）分析系统中的各个实体及它们之间的关系包括属性和行为； （3）根据问题描述，设计系统的类层次； （4）完成类层次中各个类的描述（包括属性和方法）； （5）完成类中各个成员函数的定义； （6）完成系统的应用模块； （7）功能调试；
西安航空职业技术学院 毕业设计（论文） 所属系部： 指导老师：职称： 学生姓名：班级、学号: 专业： 西安航空职业技术学院制 2012年12 月26日
毕业设计（论文）原创性声明和使用授权说明 原创性声明 本人郑重承诺：所呈交的毕业设计（论文），是我个人在指导教师的指导下进行的研究工作及取得的成果。尽我所知，除文中特别加以标注和致谢的地方外，不包含其他人或组织已经发表或公布过的研究成果，也不包含我为获得及其它教育机构的学位或学历而使用过的材料。对本研究提供过帮助和做出过贡献的个人或集体，均已在文中作了明确的说明并表示了谢意。 作者签名：日期： 指导教师签名：日期： 使用授权说明 本人完全了解大学关于收集、保存、使用毕业设计（论文）的规定，即：按照学校要求提交毕业设计（论文）的印刷本和电子版本；学校有权保存毕业设计（论文）的印刷本和电子版，并提供目录检索与阅览服务；学校可以采用影印、缩印、数字化或其它复制手段保存论文；在不以赢利为目的前提下，学校可以公布论文的部分
或全部内容。 作者签名：日期：
学位论文原创性声明 本人郑重声明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果作品。对本文的研究做出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。本人完全意识到本声明的法律后果由本人承担。 作者签名：日期：年月日 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 涉密论文按学校规定处理。 作者签名：日期：年月日 导师签名：日期：年月日
中北大学理学院 课 程 设 计 题目：飞机降落曲线绘制 课程：数值分析
成员：1408024133 邢栋 1408024129 肖锦柽 目录 一．飞机降落问题介绍 (3) 二、问题分析 (4) 三．实验方法： (5) 方法一（多项式求解） (5) I思路 (5) II程序 (5) III运行结果 (6) IV图像 (6) 方法二（Hermite差值法） (7) I思路 (7) II程序 (7) III运行结果 (7) IV图像 (8) 四．实际案例： (8) 五．设计总结： (9) 六．心得体会： (10)
二．问题分析： 在研究飞机的自动着陆系统时,技术人员需要分析飞机的降落曲线.根据经验,一架水平飞行的飞机,其降落曲线是一条三次抛物线,已知飞机的飞行高度为1000m，开始降落时距原点的横向距离为12000m飞机的着陆点为原点O，且在整个降落过程中，飞机的水平速度始终保持为常数540km/h. 飞机降落图像有：
由此，我们假定降落曲线方程为：且该曲线方程满足已知条件
三．实验方法： 1.方法一（多项式求解）: I思路.运用多项式求解方程组（Gauss），即将四个已知条件代入一般三次曲线方程中，得出关于a,b,c,d的新的方程组： II程序.在MATLAB中编写M文件如下： A=[12000^3,12000^2,12000,1;3*12000^2,2*12000,1,0;0 0 1 0;0 0 0 1]; b=[1000;0;0;0]; x=inv(A)*b y=poly2sym(x') x=0:12000; y=vectorize(y) y=eval(y);
歼七飞机起落架收放系统典型故障分析 【摘要】：飞机起落架液压收放系统的传动性能与系统或元件的结构参数、工作条件参数以及负载参数等有关．文中在对收放系统传动时间、传动速度等传动性能计算的基础上分析影响其性能的主要因素。比较其影响程度，并进一步探讨了判断故障原因的方法． 【关键词】：起落架自动收起传动性能压力流量特性液阻负载配合间隙摩擦力 【正文】： 一．歼七飞机前起落架自动收起的故障研究 起落架收放系统是飞机的重要组成部分，此系统的工作性能直接影响到飞机的安全性和机动性． 改进设计飞机起落架收放系统主要用于控制起落架的收上与放下，控制主起落架舱门和前起落架舱门的打开与关闭，是飞机一个重要的系统，其能否正常工作将直接影响飞行安全。因此对该系统的维护和对所出现的故障进行分析研究，并进行有效的预防就显得十分重要。某单位在对某新型飞机做出厂试飞准备时，当机组人员接上地面压力源和电源进行该机的停机刹车压力调整时，在供压13min后，前起落架开始缓慢收起，飞机机头失去支撑最终导致机头接地，造成雷达罩和前机身02段蒙皮撕裂、结构损坏和前起落架变形等严重后果。本文将对前起落架自动收起的故障进行分析研究，并在此基础上针对性地提出预防措施。 1起落架收放控制原理分析
图1 前起落架收放系统原理图 前起落架收放系统原理如图1所示。正常收起落间隙时，起落架收放手柄(下简称手柄)处于收上位时，电液换向阀l使高压油进入收上管路，放下管路b回油管路相通。在高压油的作用下，下位锁作动筒的活塞杆缩进，下位锁打开。另一路高压油一方面液控单向阀13打开，使舱门作动筒10、12的回油略沟通；另一方面油通过限流活门9进入收放作动筒，使活塞杆伸出，起落架收起，作动筒8的回油经脚向活门7、应急转换活门4、电液换向阀1和应急排油活门2流入油箱。当起落架收好后，协调活门11压通，高压油进入舱门作动筒lO、12的收上腔使舱门收起。当手柄处于放下位置时，来油与放下管路接通，收上管路与回油路相通，起落架放下。在系统中还设有地面联锁开关，当飞机停放时，联锁开关自动断开电液换向阀的电路，此时即使将手柄置于收起位置，电液换向阀也不会工作，从而防止了地面误收起落架。 2起落架自动收起原因分析 由起落架收放控制原理知道，前起落架放下位置是由带下位锁的