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2.3翼型设计大展弦比（≥8）亚音速运输机半翼展中段较大区域存在准二维流动，因此，在二维机翼确定后，就需根据设计指标进行翼型设计/选择，并进行机翼配置设计。
·标准翼型，有对称和非对称两种；·尖头翼型—超音速飞机有双弧形翼型，普通翼型前缘削尖和平板削尖翼型；·超临界翼型—亚音速飞机；·层流翼型—亚音速飞机自然层流翼型和层流控制翼型两种。
翼型设计发展由压力分布形态分为：尖峰翼型；●超临界翼型—长的超音速区；●全自然层流翼型—长层流流动区；●后缘分叉翼型—新概念翼型：基于后缘分离的翼型设计思想—背离库塔条件。
后缘分叉翼型设计原理●Aerobie翼型—提供环形、飞碟、碟形翼飞行器稳定性Aerobie翼型2.3.1翼型种类与特征气动特征：层流、高升力、超临界；用途：飞机机翼、直升机旋翼、螺旋桨、风机翼型等。
1、早期翼型1912年：英国RAF－6/15翼型；一战：德国哥廷根翼型；1920-：美国NACA4、5和6系列层流翼型，前苏联ЦАГИ翼型；德国DVL翼型。
设计方法:半经验，依赖于风洞试验。
2、现代先进翼型1960年代开始；设计方法：计算空气动力学发展，按指定目标压力分布/优化方法设计。
种类：超临界翼型、先进高升力翼型、自然层流翼型。
2.3.2翼型的气动设计翼型的几何描述图1翼型几何定义示意图上表面坐标：下表面坐标：前缘，后缘，弦线，弯度线（中弧线），厚度，弯度，前缘半径，后缘角。
一、经典翼型1、NACA4、5位数字翼型现在普遍使用的NACA系列翼型始于1929年，在兰利变密度风洞中的系统研究，称为4位数系列翼型。
这族翼型有相同的基本厚度分布，可以通过系统的变化弯度类型和量值得到该族相关的其他翼型。
研究得到的这族翼型比以前发展的翼型有更大的最大升力和较小的最小阻力。
研究也得到了翼型中线和厚度对翼型气动特性的影响。
具有相同厚度分布但最大弯度位置有很大提前的翼型称为5位数系列翼型。
⼒。
外壳摩擦⼒是最难降低的寄⽣阻⼒类型。
没有完全光滑的表⾯。
甚⾄是机械加⼯的表⾯，通过放⼤来检测的话，仍然可以看到粗糙的不平坦的外观。
这种粗糙的表⾯会使表⾯的空⽓流线型弯曲，对平滑⽓流产⽣阻⼒。
通过使⽤光滑的磨平的表⾯，和去掉突出的铆钉头，粗糙和其他的不规则物来最⼩化外壳摩擦⼒。
设计飞机时必须要增加另⼀个对寄⽣阻⼒的考虑。
这个阻⼒复合了形阻⼒效应和外壳摩擦，称为所谓的⼲涉阻⼒。
如果两个物体靠近放置，产⽣的合成紊乱会⽐单个测试时⼤50％到200％。
形阻⼒，外壳摩擦⼒和⼲涉阻⼒这三个阻⼒都要被计算以确定⼀个飞机的寄⽣阻⼒。
寄⽣阻⼒中⼀个物体的外形是⼀个很⼤的因素。
然⽽，说道寄⽣阻⼒时指⽰空速也是⼀个同样重要的因素。
⼀个物体的外形阻⼒保持在⼀个相对⽓流固定的位置，⼤约以速度的平⽅成正⽐增加；这样，空速增加为原来的两倍，那么阻⼒就会变成原来的四倍，空速增加为三倍的话阻⼒也就增加为九倍。
但是，这个关系只在相当的低⾳速时维持很好。
在某些更⾼速度，外形阻⼒的增加会随速度⽽变的突然很快。
第⼆个基本的阻⼒类型是诱导阻⼒。
以机械运动⽅式⼯作的系统没有⼀个可以达到100%的效率，这是⼀个确定的物理事实。
这就意味着⽆论什么特性的系统，总是以系统中消耗某些额外的功来获得需要的功。
系统越⾼效，损失就越⼩。
在平飞过程中，机翼的空⽓动⼒学特性产⽣要求的升⼒，但是这只能通过某种代价才能获得。
这种代价的名字就叫诱导阻⼒。
诱导阻⼒是内在的，在机翼产⽣升⼒的任何时刻，⽽事实上，这种阻⼒是升⼒的产物中不可分离的。
继⽽，只要有升⼒就会有这种⼒。
机翼通过利⽤三种⽓流的能量产⽣升⼒。
⽆论什么时候机翼产⽣升⼒，机翼下表⾯的压⼒总是⼤于机翼上表⾯的压⼒。
结果，机翼下⽅的⾼压区空⽓有向机翼上⽅的低压去流动的趋势。
在机翼的翼尖附近，这些压⼒有区域相等的趋势，产⽣⼀个从下表⾯到机翼上表⾯的向外的侧⾯⽓流。
这个侧向⽓流给予翼尖的空⽓和机翼后⾯的尾流⼀个旋转速度。
伊尔-76飞机简介及结构系统分析
姜百盈
【期刊名称】《航空科学技术》
【年(卷),期】2006(000)002
【摘要】大型军用运输机是现代战争中实现攻防兼备不可缺少的基本装备,是实现军事快速反应、远程机动,形成战略整体力量不可替代的运输工具,也是发展特种飞机的理想平台.伊尔-76飞机作为前苏联20世纪70年代装备的大型军用运输机,至今还被各国空军使用,在世界军用运输机发展史上具有重要的地位.本文主要介绍了伊尔-76飞机的概况,并对其结构系统特点进行了分析.
【总页数】5页(P6-10)
【作者】姜百盈
【作者单位】中航第一飞机设计研究院
【正文语种】中文
【相关文献】
1.安-70飞机结构系统分析 [J], 林霜
2.伊尔-76飞机再获新生 [J], 石飚
3.民航飞机机身蒙皮航线常见结构损伤简介r和处理方法简述 [J], 夏振杰
4.某通用飞机机翼结构设计简介 [J],
5.空中客车飞机(AIRBUS)结构图纸铆钉表示规范简介 [J], 李铮;才彦林;詹晶晶因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
航空概论通识课作业ARJ21飞机部件组成、优点和作用分析⼀一、ARJ21飞机简介和部件组成ARJ21飞机中⽂文名字为“翔凤”，英⽂文全称Advanced Regional Jet of the 21st century，由成⽴立于2002年的中国航空⼯工业第⼀一集团公司研制和发展，2007年ARJ21飞机完成总装，并于2008年11⽉月28⽇日举⾏行了⾸首飞仪式。
ARJ21民⽤用客机是中国第⼀一次完全⾃自主设计并制造的⽀支线客机。
采⽤用“异地设计、异地制造”的全新运作机制和管理模式。
机体各部分分别在国内四家飞机制造⼚厂⽣生产。
ARJ21项⽬目研制采取⼴广泛国际合作的模式。
采⽤用了⼤大量国际成熟先进技术和机载系统，发动机、航电、电源等系统全部通过竞标在全球范围内采购，其中有许多系统零部件、产品在中国⽣生产制造。
ARJ21飞机主要⽤用于满⾜足从中⼼心城市向周边⼩小城市辐射型航线的使⽤用要求，最⼤大设计经济寿命为60000飞机⼩小时/20个⽇日历年。
ARJ21飞机包括ARJ21-700，ARJ21-900，ARJ21F，ARJ21B四种型号，可以满⾜足乘客的不同需求。
ARJ21飞机的制造由多家飞机⼯工业公司共同完成。
以下摘录由我国公司完成的任务。
•2006年9⽉月9⽇日，新⽀支线飞机⾸首架前机⾝身部件在-中国⼀一航西安飞机⼯工业公司交付。
•2006年11⽉月23⽇日，⾸首架ARJ21飞机发动机吊挂在中国⼀一航沈阳飞机⼯工业公司提前顺利交付。
•2006年12⽉月20⽇日，⾸首架ARJ21新⽀支线飞机机头在中国⼀一航成都飞机⼯工业公司成功交付。
•2007年3⽉月7⽇日，⾸首架ARJ21飞机机翼翼盒和中机⾝身在中国⼀一航西安飞机⼯工业公司交付。
•2007年3⽉月13⽇日，⾸首架新⽀支线飞机尾段在中国⼀一航沈阳飞机⼯工业公司交付。
•2007年5⽉月11⽇日，新⽀支线飞机⾸首架雷达罩在中国⼀一航济南特种结构研究所交付。
沈航二号轻型固定翼飞机设计指导老师：邓忠林设计者：学号：班级：S201202超轻型飞机的设计主要包括总体外形设计机身设计尾翼设计机翼设计飞机的操纵系统渲染效果图简介：超轻型飞机是按重量分类中最轻的一类飞机。
超轻型飞机有许多特点，它的主要特点体现在“超轻”二字上，那就是结构简单、起降方便、低空低速性能好、驾驶容易、运输使用和维护方便、经济安全等，是一种易普及推广的大众航空器。
超轻型飞机属民用航空类。
主要种类：超轻型固定翼飞机超轻型旋翼飞机超轻型三角翼飞机超轻型直升飞机本作品属于超轻型固定翼飞机，适合一般机场起降，采用复合材料制造，轻便，绿色。
轻型飞机总体外形设计二维图纸俯视图侧视图主视图利用SolidWorks绘的三维实体“沈航二号”一：飞机主体结构二，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。
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;襟翼机身支反力。
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。
宽翼缘和中翼缘的区别宽翼缘和中翼缘是飞机机翼两个常见的设计形式，它们在结构和飞行性能方面有一些区别。
下面将从机翼形状、受力特点、飞行机动性能等方面逐一进行详细的介绍。
1.机翼形状宽翼缘（High-wing）是指机翼的安装位置在机身上方，趋于平行于机身长轴的一类机翼形式。
它的优点是承载稳定，具备较好的升力和飞行操纵特性，适用于低速、短距起降的飞机。
常见的广泛使用宽翼缘的飞机有大多数的喷气式及涡桨发动机航空器、军用运输机等。
中翼缘（Mid-wing）是指机翼的安装位置在机身中部，一般在机身上下对称。
相较于宽翼缘，中翼缘的机翼形态更接近无尾翼设计的飞机。
中翼缘的优点在于有较小的操纵变形，飞行阻力小，纵、横稳定性好，翼高较大，适用于高速、远程巡航的飞机。
很多战斗机、高速民航客机，如F-16和空中客车A320系列，都采用中翼缘的设计。
2.受力特点宽翼缘的机翼在受力方面通常有更好的结构强度和稳定性。
因为它位于机身上方，通过较直接的方式接受机身载荷，从而降低了在翼身连接处产生的扭曲应力。
同时，宽翼缘的机翼布局有助于减小机翼的绕轴扭转，使飞机能够更稳定地进行飞行。
中翼缘的机翼由于安装在机身中央位置，需要通过翼身连接和支柱支撑。
这样的布局导致了一定的结构不稳定性，飞机在飞行过程中产生的扭曲力和弯曲力会更大一些。
为了解决这个问题，中翼缘的设计通常需要在机翼结构中使用更多的加强材料和支撑结构，从而增加设计的复杂度和重量。
3.飞行机动性能宽翼缘往往具备更好的升力特性和较小的飞行阻力，因此在低速飞行和起降阶段表现更出色。
它们的机翼形状有利于产生较大的升力，提供更高的升力系数。
这使得宽翼缘飞机更适用于需要短距离起降和低速飞行的任务，如军用运输机、救援飞机和一些通用航空飞机。
中翼缘的机翼形状则更适合高速巡航和远程飞行。
其机翼设计更有利于减小飞行阻力，并且可以提供更高的飞行速度、更远的航程和更好的翻滚操纵性能。
中翼缘的飞机常用于高速巡航和远程航线的民航客机、战斗机和侦察机，因为它们更适合进行高速飞行、飞越大气湍流区域。
某通用飞机机翼结构设计简介摘要为梳理某超轻型通用飞机机翼结构设计思路和总结设计方法，从飞机的机翼结构布局、设计细节和要点、关键部位的受力和传力分析等方面对机翼结构设计作了详细的介绍，其中重点介绍机翼的主要承力结构元件的设计和操纵面的受力及结构设计，并对该飞机机翼机身连接结构设计进行了较详细的论述。
经过精心设计及相关强度计算验证，整个机翼结构满足设计要求，为今后通用飞机的新型号的自主研发设计提供了很好的思路并积累了宝贵的经验。
关键词超轻型飞机；翼梁；翼肋；副翼；襟翼中图分类号v271 文献标识码a 文章编号 1674-6708（2013）94-0076-020引言目前，通用航空产业在我国已经取得了日新月异的发展，在这种大环境下，自主设计研发通用飞机也势在必行。
本文介绍的某超轻型飞机为低空、低速、非气密的两人座飞机，升限为3000m，巡航速度为200km/h。
该飞机主要用于飞行训练、娱乐飞行、航空体育飞行、旅游观光飞行、航空摄影等，不作机动特技飞行。
机翼结构设计的任务就是根据飞机总体设计提出的机翼平面形状、翼型、机翼与机身的相对位置及部位安排设计出能满足飞行技术要求的机翼结构。
1 机翼的结构设计1.1概述该超轻型飞机的机翼为矩形单梁式下单翼结构，机翼为naca4415改型，有翼尖小翼的构型。
机翼固定结构由机翼中段、前缘、后缘、翼梁、翼尖、整流罩等组件构成；机翼包含的活动面有后缘襟翼、副翼及调整片。
飞机左右机翼各布置一块后缘襟翼和一块副翼，右机翼在副翼处有一个调整片。
机翼各构件连接形式为铆接。
机翼后缘襟翼采用开裂式襟翼，下缘前端有固定转轴结构，其运动形式为绕固定转轴旋转。
翼尖和整流罩为玻璃纤维材料，利于减重。
机翼可选装折叠系统便于机库存放。
1.2 机翼翼型的确定总体设计方案给出机翼翼型为naca4415改型，主要把机翼的下弧面后段修平，机翼的翼尖向上翻起，用于延缓机翼失速。
该飞机机翼的外形为矩形，从气动性讲，椭圆形机翼相对较好，但矩形机翼在结构布局上更为简单，例如翼肋的外形完全相同，使得工艺简单，便于加工及安装。
1.3 单梁式机翼结构设计机翼的基本受力构件包括翼梁、接头、翼肋和蒙皮。
根据机翼载荷情况，该飞机设计成单梁式机翼。
单梁式机翼的结构特点是有一根比较强的梁，梁布置在翼剖面最大的高度处。
由于机翼的全部弯矩都由梁承受，所以在翼梁的根部有固定接头与机身连接，来传递剪力和弯矩。
下面重点介绍翼梁（包括接头）、翼肋的设计；蒙皮的设计比较简单，在此处不做详细的论述。
1.3.1 翼梁设计翼梁主要承受剪力和弯矩，它是机翼主要的纵向受力件。
薄蒙皮梁式机翼中弯矩基本上由翼梁承受。
1）翼梁结构形式和布局该型飞机属于载荷小的低速超轻型飞机，其翼梁的结构采用板弯腹板和缘条铆接组合梁形式。
翼梁组件由腹板、梁缘条、加强角材、连接带板和接头组成。
（1）腹板梁腹板主要承受剪力，且小载荷梁的腹板比较薄，直接用厚度为1.2mm的薄铝板轧制出下弯边。
为了达到减轻重量的目的，在其上冲制减轻孔。
（2）缘条梁缘条主要承受机翼的弯矩，由于机翼的弯矩延展向是变化的，所以缘条的剖面不是等剖面的，稍部缘条剖面小，根部缘条剖面大。
由于整个机翼梁的缘条比较长，为了便于加工通常要分段。
该飞机在翼梁上部布置上缘条，分内外两段，由l型挤压型材制造。
两段缘条采用搭接形式，连接成一整体。
稍部缘条型材截面小，与腹板用单排铆钉连接，靠近接头的根部缘条型材截面大，用双排铆钉与腹板铆接。
腹板下部弯边内侧布置连接带板，上缘条内侧布置加强角材和连接带板。
（3）机翼接头接头的作用就是将机翼上的载荷传递到机身上。
机翼接头在机翼结构中是重要受力件，也是整个飞机的关键件。
机翼接头在设计前要进行初步估算，根据通过机翼的最大升力算出的机翼根部的弯矩和剪力，合理设计和选材，设计后要进行强度核算。
基于以上原则，机翼的接头设计成变截面的形式，采用30crmnsia钢板机加成形。
1.3.2 翼肋设计1）翼肋结构形式为了便于和翼梁腹板连接，整个翼肋分成前、中、后三段。
考虑机翼载荷情况和工艺性，该飞机翼肋设计成铆接肋，具体结构是板弯腹板开减轻孔式。
三段翼肋均选用0.5mm的铝合金薄板轧压出弯边，中段和前缘肋上有减轻孔。
中段翼肋有四个弯边，分别与机翼蒙皮、翼梁腹板及后缘肋的连接角片铆接。
前缘肋的三个弯边分别与前缘蒙皮和翼梁腹板铆接。
2）翼肋布局该飞机单侧机翼展向长度（不包括翼尖）约为3200mm，根据肋距统计给出的小型飞机肋距约为300mm这一原则，单侧布置11个肋，每个肋间距均为300mm。
由于该飞机机翼为矩形，翼肋布置成与翼梁垂直，同时也是顺气流航向。
矩形机翼使得11个肋的外形完全相同，最靠近机翼接头的肋定义为1号肋，然后从内向外依次为2至11号肋。
根据总体设计布局的要求，有集中载荷的部位要设置加强肋。
由于机翼根部承受集中力，所受弯矩最大，所以1号肋设计为加强肋。
加强肋与其它10个普通肋在结构设计上有所不同，在1号肋上有加强窝及在肋腹板上铆接竖向角材支柱。
加强窝的作用类似于弱支柱，起到增加腹板稳定性和侧向刚度的作用，腹板上布置多个支柱，也可以提高腹板的剪切稳定性。
同时机翼根部还作为登机踩踏点，受力较大，因此在1、2号肋之间进行了加强，布置横向槽形加强件。
1.4后缘襟翼和副翼设计为了增加升力，改善起飞和着陆性能，在机翼后缘下部安装了襟翼及在后缘外侧安装了用于飞机横向操纵的副翼。
由于该飞机为超轻型飞机，前缘没有设计增升装置。
1.4.1 后缘襟翼该飞机襟翼为分裂式襟翼，其特点是结构简单，重量轻。
襟翼位于机翼后缘下面，靠近机身，在副翼的内侧。
1）襟翼结构该襟翼结构为板弯成形翼肋和蒙皮的铆接组合结构。
整个襟翼一共布置10个肋，肋间距设置从外到里依次减小，越靠近翼根，间距越小，因为翼根部位弯矩较大，肋间距小有利于增加抗弯能力。
襟翼蒙皮分上下两块，由厚度为0.5mm的薄铝板按照翼肋的外形板弯成形，在襟翼前端为蒙皮搭接处，相当于梁平面，可以安装铰链。
2）连接形式由于襟翼结构轻薄，为了避免应力集中，它与机翼中段采用琴键式的固定铰链连接。
这种连接方式的弊端是在飞行中由于机翼变形，使襟翼的转轴变弯，难以灵活操纵，甚至卡住。
由于低速超轻型飞机机翼变形很小，所以采用这种连接形式问题不大。
琴键式铰链分别安装在机翼中段后端面（机翼副梁平面）和襟翼前端蒙皮搭接处，用抽芯铆钉连接。
1.4.2副翼1）副翼结构该飞机副翼为传统副翼结构，即单梁、小肋间距、弱翼肋薄蒙皮结构。
蒙皮为整块薄板板弯成形，搭接处相当于副翼的梁。
整个副翼等间距布置4个翼肋。
仅右机翼副翼安装一个调整片，调整片为长方形铝合金薄板，通过三处突出耳片与副翼翼尖蒙皮下部用抽芯铆钉连接。
通过钢索操纵调整片带动副翼，这样可以降低操纵力矩。
2）连接形式由于该飞机副翼结构也比较简单，它与机翼同样采用琴键式的固定铰链连接。
铰链分别安装在机翼中段后端面（机翼副梁平面）上部和副翼前端蒙皮搭接处。
1.5机翼与机身连接结构设计1.5.1 机翼、机身对接接头形式机翼上的总体内力-弯、剪、扭将由机身提供支反力来平衡。
为了保证机翼上的所有的弯、剪、扭都能传到机身上，薄蒙皮单梁式机翼在根部与机身为三点连接，即固接接头为上下两组耳片、铰接接头有一组耳片的形式。
该飞机机身加强框上与机翼连接用的上下两个固接接头和一个铰接接头均为单耳片，机翼上的两个固接接头和一个铰接接头均为双耳片。
接头对接采用垂直耳片叉耳连接形式，即所有耳片全部垂直设置，连接螺栓顺航向水平放置，这种形式使得接头在传递剪力、弯矩时螺栓均受剪，这对提高连接件的疲劳强度有利，非常适用于像这样的低速小飞机。
1.5.2机翼的连接结构设计在进行连接结构设计时要考虑两点：机翼接头本身的强度和机翼载荷向机身的传递，保证受力和传力要可靠。
机翼与机身的连接结构必须要把左右机翼传来的载荷传给机身，根据连接结构形式，合理设计传递剪力、扭矩和弯矩的构件。
机身上连接机翼的前部上下固接接头安装于第三框，因此第三框设计为加强框，并且与起落架固定梁相连，后部铰接接头固定于第五框，第五框是起落架固定梁的一部分，这样由固定机翼的第三框和起落架固定梁一起形成了完整的主承力结构，将来自机翼上的载荷有效地传到机身上。
1.5.3 机翼与机身对接接头处的传力分析1）剪力是以连接螺栓受剪和连接接头受挤压的形式，由固接接头和铰接接头传给机身的第三框和第五框，机身框受y向力；2）弯矩是以机翼梁缘条轴力形式直接从前部的固接接头传给机身框，连接螺栓受剪，机身框受弯矩m；而后接头与机身是铰接相连，只能传递剪力，不传递弯矩；3）扭矩是由组成机翼中部盒段的蒙皮和翼梁腹板受剪向机翼根部传递的。
在机翼根部的加强肋（1号肋），能把沿盒段周边的闭合剪流转换成由两个垂直剪力组成的力偶，通过对接接头传给机身。
2 结论经过对机翼强度进行计算，其中包括对机翼接头、翼梁、翼肋、蒙皮等重要结构进行的静强度计算。
计算结果表明机翼结构满足强度和刚度的要求，能安全、可靠地完成机翼所应承担的功能。
另外，经计算机翼重量也符合要求。
综合验证，该飞机机翼结构布局及设计方案合理，为今后公司通用飞机新型号的研发奠定了坚实的基础并积累了宝贵的设计经验，形成了我们研发部门自己的设计思路。
参考文献[1]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第2册. 标准和标准件，北京：航空工业出版社，2000，10.[2]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第3册. 材料，北京：航空工业出版社，2000，10.[3]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第9册. 载荷、强度和刚度，北京：航空工业出版社，2000.10[4]《飞机设计手册》总编委会编.《飞机设计手册》第10册. 结构设计，北京：航空工业出版社，2000，10.[5]陶梅贞主编.现代飞机结构综合设计.西安：西北工业大学出版社，2001，9.。
