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飞机构造学作业超轻型飞机的设计主要包括总体外形设计，机翼设计，机身设计，尾翼设计，飞机的操纵系统，起落架设计，动力装置等。
一，轻型飞机总体外形设计：该轻型飞机是采用张臂式上双翼飞机，装有推进式螺旋桨，操纵系统由操纵杆控制，装有副翼和方向升降舵，飞行员座舱头部装有整流罩，能对飞行员起保护作用。
该飞机的结构设计采用定性的方法，并未做详细的定量计算。
二，机翼结构设计1，机翼的功用：机翼是飞机的一个重要部件，它的主要功用是产生升力，此外还使飞机具有一定的横测安定性和操纵性。
为了使机翼更好的完成它在空气动力方面的各种功效，常在它的前缘，后缘安装有襟翼，副翼，扰流片等各种副翼。
左图: 机翼上的集中载荷和分布载荷：q a—气动分布载荷; q c—质量分布载荷;R—机身支反力。
右图: 机翼在外载作用下的剪力,弯矩,扭矩图。
Q—机翼的剪力图； M—机翼的弯矩图；M t ---机翼的扭矩图。
2，机翼外形机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响，因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。
该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型，结构简单，便与生产，而且气动特性比较好，所以在某些低速飞机上应用较多。
3，机翼的受力构件机翼的受力构件包括内部的骨架和外部的蒙皮以及与机身连接的接头，骨架由纵向元件和横向元件组成，纵向元件有翼梁，长桁,纵墙，横向元件有翼肋。
该轻型飞机采用的布局是：纵向元件包括翼梁，纵墙，横向元件是翼肋。
A，翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件，它承受机翼的剪力和弯矩。
翼梁主要由上下缘条和腹板组成，缘条承受由弯矩而产生的拉，压轴向力；腹板承受剪切力。
本机型采用的翼梁构造形式是工字形，沿长度方向采用等强度设计。
腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下，带有立柱加强而腹板上无任何开孔，其强度最大，这种结构的翼梁制造工艺简单，成本低，适用于轻型飞机的设计与制造。
B，纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁，位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼，它不能承受弯矩，主要用来承受剪力，并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩。
现代化战斗机是一个由多方面因素综合作用所构成的整体，每一代战斗机的出现除了代表着在航空技术上所获得的发展之外，更加重要的是对战斗机的战术应用认识上的提高。
战斗机在设计之初所确定的技术指标和使用方式决定了飞机的整体设计特点。
随着科技的发展，在"先敌发现、先敌开火、先敌摧毁"作战思想的牵引下，战斗机已经发展到了以F-22、F-35为代表的第四代，其“超音速巡航、超机动性、隐身、可维护性”的特点已经成为第四代超音速战斗机事实上的划代标准。
战斗机的现代化改进虽然在技术上可以得到一定的发展和完善，但是由使用方式决定的固有设计特点却无法依靠技术改进来进行调整，第二代战斗机无论进行任何形式的改进也无法达到第三代战斗机的标准，以第三代战斗机的设计也根本不可能具备发展成第四代战斗机的基础条件。
因此，面对F-22、F-35 我们应该选择设计满足超音速、高隐身、高机动的第四代战机来与之抗衡，而不能幻想通过对现有机型进行优化改进就能与F-22、F-35为代表的第四代飞机及其他具有类似特点的飞行器进行抗衡和拦截。
由此，我们可以研究分析一下F-22、F-35以及早期阶段的YF-22和被淘汰出局的YF-23,从它们的设计特点上大致勾勒出我们所需要的能与之相抗衡的战机整体布局。
图1 F-22三面图整体上看，F-22、F-35以及之前的YF-22、YF-23都没有采用鸭式布局，主要原因是配平问题和隐身问题。
从配平角度看，为了实现有效的俯仰控制，鸭翼就无法配平机翼增升装臵产生的巨大低头力矩，为了配平增升装臵，鸭翼就要增大，这样对机翼的下洗也会随之增大，反而削弱了原来的增升效果；同时为了防止深失速，还可能需要增加平尾；大鸭翼也很难满足跨音速面积率的要求，这样就增大了超音速阻力不利于超音速巡航。
从隐身角度看，隐身设计的一个很重要的原则是要尽量保证机体表面的连续，而鸭翼恰恰是机身的不连续处，其位臵大小平面形状很难匹配。
国内飞行爱好者，设计一架小型固定翼飞机，内含相关参数！潜水很久了，最近更是着迷，我想设计制作一家超轻型固定翼飞机，初步参数为：1.正常布局，下单翼，翼展7米，旋长0.9--1.1米，机翼航空铝合金框架，玻璃钢或碳纤布蒙皮2.机身长5.5米，铝合金框架，玻璃钢蒙皮。
有机玻璃座舱罩。
3.发动机为40--65马力，二叶或三叶可调螺距螺旋桨4.巡航时速1.160-200/ 2.180--220.5.空重130--180公斤，最大起飞重量250--300公斤6.飞行仪表:空速表，高度表，升降表，发动机转速表，发动机温度表，GPS导航仪等现在有几个问题请教前辈们：1.适合巡航时速160-200或180-220的翼型因缺乏专业知识，没有确定，请大家指点，可以参照NACA的哪种翼型？2.发动机40--65马力，多大马力最匹配？3.其他没想到的专业问题谢谢各位了！相关讨论讨论一：王在勇个人看法:初次做飞机应该先从上单翼做起，因上单翼比下单翼稳定，翼型个人感觉克拉克Y型翼比较好。
讨论二：东尔建议使用玻璃钢泡沬夹芯层做机翼,矩型航空铝管做翼梁,下单翼气动性能虽好过上单翼,但稳定性较差,最好使用后掠翼形,后掠翼的横向和方向稳定性较好,再在翼端处做有翼稍小翼就更好,好处是翼稍小翼能克服翼尖发生的气流分离引起的阻力和失速,增加横向稳定性。
作者回复：尔东的建议很中肯，我也考虑过机翼用泡沫做夹心，外皮用玻璃钢呢肯定会重些，这几天联系了几个商家，想用碳纤布做蒙皮，价格也不是太高，一万以内也差不多了，对减重有好处。
关于下单翼的气动稳定性，我想采取6度左右的上反角，因为我对后掠翼不太熟悉，重心不好计算，也在想加翼梢小翼，这样不但气动性好，还能降低油耗，我本意其实是想做一架长途单座小型飞机，对翼型的选择确实不太明白，看看克拉克Y型翼，谢谢尔东和王在勇！。
歼20的研究报告800字歼-20是中国自主研制的第五代隐形战斗机，也是中国空军建设的重要组成部分。
该战斗机具备了较强的隐身性能和超音速巡航能力，堪称中国空军的“杀手锏”。
以下是对歼-20的研究报告。
首先，歼-20具备了出色的隐身性能。
它采用了大量的复合材料和隐形减雷达材料，使其在雷达侦察的时候可以大大减少被侦察到的几率。
其次，歼-20采用了前弹道方式，使得它在飞行的过程中可以大大减少机身的压缩程度，提高了隐身性能。
此外，歼-20还采用了进口的发动机，具备了出色的推力和高空高速性能，大大提升了其作战能力。
其次，歼-20具备了超音速巡航能力。
它采用了双发动机设计，使得其飞行速度可以达到超音速，具备了快速反应和机动性能。
歼-20还使用了大型内置舱预留空间，可以承载更多的导弹和燃油，在长航程作战中具有优势。
同时，歼-20具备了出色的作战能力。
它配备了先进的雷达系统和电子战系统，可以有效地侦察、监视和攻击目标。
歼-20还具备了多种空对空和空对地武器，例如超远程空对空导弹和防区外攻击能力等，可以灵活应对不同的作战任务。
此外，歼-20还具备出色的信息化能力，可以与其他飞机和指挥中心进行实时数据交流，提高作战效率和胜算。
总结起来，歼-20是中国自主研发的一款具备隐身性能、超音速巡航能力和出色作战能力的第五代战斗机。
它的研发和服役，标志着中国空军的现代化建设迈出了重要的一步。
然而，在未来的发展中，我们还需要进一步加强研发能力，提高飞机的隐身性能和作战能力，以适应不断变化的战斗环境和需求。
超音速飞行器的研究与设计随着科技的不断进步和人类对飞行速度的追求，超音速飞行器成为了科学家和工程师们的新目标。
超音速飞行器是一种能够在大气层中超过音速的航空器，它的速度比普通飞机快得多。
随着航空技术的不断进步，超音速飞行器的研究和设计也变得更加复杂和精密。
本篇文章将探讨超音速飞行器的研究与设计。
一、超音速飞行器的分类超音速飞行器通常分为以下几种类型：1. 超音速巡航机（Supersonic Cruiser）：这是一种可用于商业运营的超音速飞行器。
超音速巡航机的速度通常在1.5马赫至2.5马赫之间。
2. 超音速战斗机（Supersonic Fighter）：它是一种用于战斗和战术任务的超音速飞行器。
这些飞机通常具有更高的马赫数。
3. 超音速运载工具（Supersonic Transport）：这是一种旨在超越协商服务速度的航空器。
超音速运载工具的速度通常在2马赫以上。
二、超音速飞行器的研究超音速飞行器的研究包含多种方面。
通过研究超音速速度下的大气动力学，科学家们可以处理空气动力学设计，以确保飞行器在超音速飞行时的稳定性和安全性。
同时，他们还需要设计及测试新的发动机和燃料系统以确保足够的推力和冷却系统。
此外，无人驾驶的超音速飞机也在逐渐受到研究和开发的关注。
现在，越来越多的科技公司和机构加入进来，开发各种超音速飞行器，用于探险和交通运输。
三、超音速飞行器的设计当飞机开始加速到音爆状态时, 就出现了“超音爆”（Sonic Boom）。
因此，超音速飞行器的设计必须考虑到该因素。
飞行器通常具有 aerodynamic design, streamlined fuselage,和小尾流以减少飞机引起的超音爆。
此外，超音速飞行器的设计还需要考虑其耐久度和可持续性。
飞机需要设计成重量轻，有稳定的机体和强大的发动机，以便能够安全地飞行并达到目标速度。
四、未来发展虽然超音速飞行器已经取得了巨大的进展，但它仍然面临着许多发展的挑战。
飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计目录一．超轻型飞机总体外形设计二. 机翼结构设计三. 起落架的构造设计四．机身构造的设计五. 尾翼构造设计六．连接设计七．心得与体会八．参考文献一．超轻型飞机总体外形设计飞机主机翼采用上单翼布局，垂尾平尾正常式布局，采用对称翼型。
飞机尾部下方设置尾鳍，飞机采用前三点不可收放式起落架，机轮上设置整流罩减阻，机翼中部和机身底部之间设置有斜拉杆。
二.机翼结构设计1.机翼的选择采用矩形机翼，因为矩形机构简单，结构重量轻，超轻型飞机一般飞行速度都很低采用平直翼以获得更大的升力，矩形机翼当一处失速时，其它位置仍可以产生升力。
上单翼使飞机的横向稳定性增大，机翼离地面距离大，减小在颠簸跑道上起降时杂草划伤机翼表面和翼尖擦地等情况的发生。
机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响，因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。
该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型，结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。
机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。
1).翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩.翼梁主要由上下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力.本机型采用的翼梁构造形式是工字形,沿长度方向采用等强度设计.腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大.这种结构的翼梁制造工艺简单,成本低.适用于轻型飞机的设计与制造.2).纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁.位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼.它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩.3).翼肋本机型翼肋---构架式翼肋.由缘条,直支柱,斜支柱组成.用于结构高度较大的机翼上.翼肋按功用为普通翼肋.此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板.腹板用来承剪,上下缘条用来承受因弯矩而产生的正应力,并连接蒙皮,普通翼肋的腹板抗剪强度,本机型翼肋有较大的承受预度,因此在腹板上开减轻孔以减重.4).蒙皮蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件.机翼还参与机翼的总体受力.蒙皮与翼梁腹板所构成的机翼盒式梁受到由各翼肋沿闭室周缘传来的引起机翼扭转变形的力矩。
超轻型飞机设计简介超轻型飞机是指最大起飞重量不超过1360公斤的小型飞机，常用于私人飞行或者作为训练机。
超轻型飞机不仅可以在小型机场起降，还能在不需要跑道的未硬化的地方起降，具有灵活性和操作性高的特点。
本文将从设计、机型选择、构造材料等方面进行介绍。
设计超轻型飞机的设计理念是尽可能减轻飞机的重量，从而减少所需的动力，提高飞行性能和效率。
为了做到这一点，设计人员通常会采用以下相关技术：•结构轻量化：飞机本身需要足够强度和刚度，但也需要足够轻。
这意味着应该尽可能减少某些部分的材料厚度和数量，比如减少蒙皮或结构中的螺栓数量。
•高效推力系统：典型的超轻型飞机需要的发动机功率较小，但也需要足够的推力来提供飞行。
为了达到高效与经济的平衡，常常采用小型高效转子发动机或自转发电机等技术来实现。
•切实有效的系统集成：配备先进的电子设备以辅助驾驶员飞行，如无线电设备、自动驾驶功能等。
这些设备不仅可以帮助飞行员保持飞行安全，还可以提高飞机整体性能和经济性。
机型选择超轻型飞机通常有多种类型可供选择，如全机翼、低翼、斜翼等。
机型选择应该考虑诸多因素，因为每一个机型都有其优点和劣势。
以下是关于超轻型飞机机型选择时应该考虑的因素：•飞机用途：飞机的用途是应该首先考虑的重要因素。
如果飞机主要用于私人飞行，那么需要更注重舒适度和巡航性能。
如果飞机主要用于农业喷洒或其他航空领域，则需要更注重有效的荷载能力和稳健的机体结构。
•飞行场地：飞行场所也是另一项重要的考虑因素。
全机翼飞机的翼展较大，通常需要比较大的起降场地；而低翼飞机的翼展较小，适合在较小机场起降。
因此，选择适合场地的机型可以节省成本和时间。
•操作和保养：选择易于操作和保养的机型可以大大降低使用成本。
因此，应该考虑到机型的整体结构和要求的保养和维护。
构造材料超轻型飞机的制造材料通常应该尽可能的轻，但也需要足够的强韧度来保证安全性。
一些合适的构造材质可以用于超轻型飞机，如：•铝合金：轻质铝合金通常被用于飞机蒙皮和结构上。
飞机机动性和战斗性总体设计书第一章设计任务书（1）主要设计目标：本机以四代战机为参照，为单座双发重型战机，具备隐身性能好、起降距离短、超机动性能、超音速巡航等特点。
在9150米高度以M0.9作高过载机动时机翼不产生抖振；在广阔的速度范围内具有充分的能量机动能力可作洲际转场飞行可由一人操纵(单座)各种武器设备和执行各种任务机体有4000飞行小时的疲劳寿命，安全系数为4，要做16000飞行小时的疲劳试验不用地面支援，靠机内设备起动发动机机体构造、电气、液压操纵系统具有高度生存性最大起飞重量34吨，用于空战时在以27吨重量起飞时，最高速度能达到每小时1900千米。
其超音速巡航速度可达每小时1450千米，作战半径1100 千米，战斗负荷可达6吨，内置3个武器舱，能实现飞行性能和隐身性能的良好结合。
为确保分系统、成品、机载设备的可靠性，必须采用已经批生产或预生产的，至少是经过试制验证的；高空最大速度M2.35；采用远距的低可观测性的有源相控阵雷达其装备的机载雷达可发现400公里外的目标，能同时跟踪60个空中目标并打击其中的16个。
（2）目的和用途：主要用于争夺战区制空权同时具有对地攻击能力，突出强调高机动性、大活动半径、多用途性，可执行空战和对地攻击任务的空中优势战斗机该战机强调，多用途，高机动性能和续航能力。
机主动控制技术，较高的盘旋率，较高的爬升率、盘旋半径、盘旋角速度和加速性拥有矢量推力技术，不开后燃器下维持超音速巡航，匿踪功能（3）动力装置：发动机：2×Lyulka AL-41F 后燃器，数位控制涡轮扇发动机推力：每个9,800 kgf后燃器推力:每个17,950 kgf* 向量推进：范围：-20°至+20°；喷口转速度：30°/秒（上下左右4方向）（4）续航时间和航程：最大续航时间(空中加油) 15小时，(不作空中加油) 5小时15分，最大航程：5500千米，在不加油情况下的续航能力3800～4200公里。
超轻型飞机总体设计概述超轻型飞机是各种类型的飞机中最轻便的一种。
其重量通常在500千克以下，使用的发动机总功率在100马力以下。
由于其高性能和独特的飞行特性，超轻型飞机变得越来越受欢迎。
本文将介绍超轻型飞机的总体设计。
包括结构设计、飞行控制系统、动力系统和机身外形设计等方面。
结构设计超轻型飞机的结构设计需要考虑材料、重量和强度等因素。
为实现减重和增加强度，常用的材料包括飞机级铝合金、碳纤维复合材料等。
结构设计中还包括机翼、机身、水平尾翼、垂直尾翼、起落架等的设计。
为满足飞行控制和机身稳定性，超轻型飞机的结构设计需要保证机身前部的重量，同时尽量减小机身后部的重量。
因此，在机翼和机身的交界处还需要考虑气动的影响。
飞行控制系统超轻型飞机的飞行控制系统需要保证每个控制面都能够独立地完成其控制任务。
一般来说，飞行控制系统包括副翼、升降舵和方向舵。
副翼用于控制机翼的滚转运动，升降舵用于控制机身的上下运动，方向舵用于控制机身的航向。
在保证控制系统的基本功能下，还需要考虑空气动力学和质量平衡等因素，以确保控制系统的稳定性和可靠性。
动力系统超轻型飞机通常使用可靠性高的汽油发动机或涡轮增压发动机。
这种发动机提供了足够的动力，使超轻型飞机可以上升到适当的高度，同时保持合理的垂直速度。
为了更好地实现轻量化，一些超轻型飞机还会使用电动机或蓄电池作为动力系统。
机身外形设计超轻型飞机的外形设计需要考虑气动性能和视觉美感等方面。
一般来说，其外形应该是紧凑的、均匀的，且无尾翼设计。
在外形设计中还需要考虑人体工程学和舒适性等因素。
为了提高机身的气动性能，超轻型飞机的机翼通常设计为高提升翼。
此外，经过科学的气动设计和优化，机身外形具备了流线型和美观性。
总的来说，超轻型飞机的总体设计需要同时考虑材料、重量、强度、空气动力学和质量平衡等因素。
只有在综合考虑所有因素的基础上，才能实现飞机结构和性能的完美匹配。
