复合材料机翼的设计制作及其静力实验

复合材料静态和动态力学特性研究复合材料作为新型材料的代表，具有优异的力学性能，广泛应用于航空航天、交通运输、建筑等领域。

对复合材料静态和动态力学特性的研究，能够为其应用提供有力的理论支持和优化设计方案。

一、复合材料的静态力学特性研究静态力学特性是指在不考虑时间变化的情况下，分析复合材料的力学特性。

在静态工况下，复合材料受力的情况多种多样，需要在针对应用场景进行不同的测试和分析。

1. 拉伸性能测试拉伸测试是评估复合材料的最基本也是最常用的实验方法，其技术标准通常为ASTM D3039。

在拉伸过程中，复合材料的杨氏模量、屈服强度、极限强度、断裂应变等参数都可以得到精确的测量。

2. 压缩性能测试压缩性能测试可以评估材料在压缩负荷下的性能和破坏机理。

其技术标准一般为ASTM D695或ASTM D3410。

压缩测试中，常见的参数有压缩强度、材料的纵向变形和侧向变形等。

3. 剪切性能测试剪切力学特性对于一些特殊应用场景的复合材料至关重要。

例如，在飞机的翼面中需要考虑到碰撞时材料的承载能力，剪切强度、切变模量和队列错等剪切参数是评估剪切性能的主要方式。

4. 硬度测试硬度测试是用于对材料硬度进行评估的常用方法。

对于纤维增强复合材料，由于是一个异向性材料，硬度测试的方式往往是在不同方向上进行测试。

硬度测试技术标准一般为ASTM D785和ASTM D2240等。

二、复合材料的动态力学特性研究动态力学特性是指在考虑时间变化的情况下，分析复合材料的力学特性。

动态工况下，复合材料的强度、刚度、阻尼等性能随频率和振幅的变化而变化，需要在相应的频率范围内进行测试和分析。

1. 动态强度测试动态强度测试可以评估材料在不同的频率和振幅下的强度。

例如，在航空航天中，复合材料在垂直起飞和水平飞行中所受的载荷和振动往往非常复杂，需要评估其在不同振幅和频率下的动态强度。

2. 动态刚度测试动态刚度测试可以评估复合材料在不同频率和振幅下的刚度。

飞机机翼静力试验方法注：由于涉及到飞机机翼静力试验领域专业术语较多，本篇文章采用部分英文专业术语，以保证文章的准确性。

飞机机翼静力试验是根据规范要求，对机翼在不同气动载荷下进行加加载荷试验的过程。

静力试验可以获取飞机机翼的结构及强度性能等重要参数，并为飞机机翼的后续动态试验奠定基础。

飞机机翼静力试验的目标是通过在机翼表面施加一个静态荷载，检测机翼的响应，比如挠度、应变和反力等，并将数据用于确认结构强度设计的可靠性，验证设计计算结果的正确性。

这些测试数据也可用于对机翼结构设计作重大修改。

静力试验是通过传感器进行测量获得测试数据，观察机翼响应的可视化过程和记录数据的过程。

这些传感器通常被安装在机翼上。

现代传感器可以极其精准地测量机翼的挠度、应变、压力等相关数据。

所得到的数据可以在计算机中记录。

计算机软件可以分析和解释挠度数据，估计机翼的等效应力，并比较这些应力与结构设计的要求。

飞机机翼的静力试验可以分为以下四个步骤:1.预试验检查在进行静力试验之前，需要对机翼进行预试验检查，以确认其满足要求并且在可使用的范围内。

自动化的说明书可以大大缩短预试验检查的时间，并确保所有检查都得到充分记录。

这些记录可能对未来的维护和重新装配是有用的。

2.静力试验的测量第二步是从机翼上读取和记录静力试验需要的每个应变、压力和挠度，然后根据这些数据计算出机翼受力和变形的情况。

这些数据最好在试验过程中实时确认，并定期备份以确保安全。

测试中，需要用专门的设备实施负载。

3.静力试验数据的处理第三个步骤是对数据进行处理。

处理过程旨在检验从测量中得到的数据，记录响应和作为可能的迭代修改的依据。

处理数据的计算机软件以经验公式为基础，并通过数值方法进行计算，这是一种通过数学和计算机辅助解决结构问题的技术。

最后一步是总结静力试验数据。

在这个阶段，检查和记录所有的数据、检验文件和测试报告以支持未来的修改和维护决策。

总之，静力试验是飞机机翼受力和变形实验的基础，旨在协助结构设计师准确评估机翼的性能。

高载质比的全复材无人机机翼结构设计与试验验证发表时间：2021-01-04T06:02:41.518Z 来源：《现代电信科技》2020年第13期作者：王维陶[导读] 机翼作为飞机上的主要承力结构，也大量地使用了复合材料，逐步出现了全复合材料机翼在无人机上的应用。

笔者的设计目标为尽可能提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量之比（载荷／质量比，单位为Ｎ／ｇ）。

（航天神舟飞行器有限公司天津市 300300）摘要：无人机作为当今国际航空领域发展的一个热点，只有尽可能地降低结构重量，才能满足其低成本、长航时、大过载的要求。

机翼作为无人机主承力结构，承担了无人机大部分的气动载荷，是主要的升力部件，其结构性能对整个无人机的飞行性能起着决定性的作用。

因此，在保证结构强度的情况下，具有轻量化、高刚度特性的机翼结构是提高无人机各项性能的关键要素。

基于此，本文主要对无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证进行分析探讨。

关键词：无人机；全复合材料；机翼结构设计；试验验证1前言机翼作为飞机上的主要承力结构，也大量地使用了复合材料，逐步出现了全复合材料机翼在无人机上的应用。

笔者的设计目标为尽可能提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量之比（载荷／质量比，单位为Ｎ／ｇ）。

因此，首先建立一套能够有效预测全复合材料机翼破坏载荷的有限元模拟方法；然后，在此模拟方法的基础上，以载荷／质量比作为衡量机翼结构优劣的指标，设计并改进4种机翼结构布局形式（共包含多种不同铺层方式的机翼设计方案）；最终，获得具有较高承载效率的全复合材料机翼。

2 机翼结构设计为得到具有高结构承载效率的结构布局形式，建立并改进了１４种不同结构形式的全复合材料机翼，并为１４种结构形式赋予了不同的铺层方式，最终形成了１１７个机翼设计方案。

对１１７个机翼设计方案的数据进行统计处理，采用载荷／质量比的平均值以及最大值衡量该结构形式的承载效率，通过对比获得了较优的结构形式。

不同结构布局方案机翼的载荷／质量比如表1所示。

基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析随着科技的不断发展，飞机作为一种重要的交通工具，在人们生活中扮演着越来越重要的角色。

而在现代飞机的设计中，机翼的结构设计具有至关重要的作用。

近年来，基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析逐渐成为研究的热点。

首先，我们来了解一下飞机机翼的结构。

飞机机翼是飞机的重要组成部分，承载飞机自重及飞行动力产生的各种载荷，同时具有满足飞行稳定性和机动性的功能。

在传统的设计中，机翼多采用金属材料，如铝合金。

然而，随着科技的进步，复合材料逐渐应用到飞机机翼的设计中。

复合材料具有重量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优点，因此在航空航天领域有广泛的应用。

复合材料由两种或以上的不同材料组成，通常是将纤维与基体材料复合而成。

纤维材料主要用于承受拉力，而基体材料则用于传递压力。

常见的纤维材料有碳纤维、玻璃纤维等，基体材料可以是树脂、金属等。

这样的组合能够使复合材料具有独特的力学性能。

基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析，首先需要对材料的力学性能进行深入研究和分析。

通过试验和数值模拟等手段，可以了解材料在不同载荷下的变形、破坏行为以及其它力学性能。

同时，还需要对材料的制造工艺进行研究，以保证机翼的质量和稳定性。

在飞机机翼的结构设计中，考虑到复合材料的特性，不仅要满足飞机的强度和刚度要求，还需要兼顾材料的疲劳寿命、抗冲击性能等。

另外，还需要考虑到材料的热膨胀系数、导热性能等因素，以提高空中飞行中的稳定性和安全性。

因此，在机翼结构设计中，需要综合考虑多个因素，通过优化设计，使机翼能够更好地适应不同的载荷和环境条件。

同时，在飞机机翼结构设计中，还需要考虑到制造和维修的可行性。

复合材料的制造过程相对复杂，需要特定的工艺和设备。

而对于飞机机翼这样的大型构件，制造和维修的难度更加突出。

因此，设计人员需要充分考虑到制造和维修过程中的实际情况，选择合适的工艺和材料，以提高机翼的制造和维修效率。

基于复合材料的飞机机翼结构设计与分析不仅可以提高飞机的性能，还可以减轻整个飞机的重量。

复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究蒋建军1何利军2何建3赵琛41.陆军装备部驻北京地区航空军事代表室 北京 100012；2.海鹰航空通用装备有限公司 北京 100018；3.陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室 湖南株洲 412000；4.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室 黑龙江哈尔滨 150060摘要：根据机翼设计及材料工程力学性能要求，基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。

通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证，有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好，满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求，该机翼的力学承载性能得到了充分验证。

关键词：复合材料 大后掠机翼 整体成型 有限元分析 力学试验中图分类号：V279文献标识码：A 文章编号：1672-3791(2024)01-0098-04 Research of the Design and Verification of Highly Swept-BackWings Based on the Integral Molding of Composite MaterialsJIANG Jianjun1HE Lijun2HE Jian3ZHAO Chen41.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Beijing Area, Beijing, 100012 China;2. Seahawk General Aviation Equipment Co., Ltd., Beijing, 100018 China;3.Aviation Military RepresentativeOffice of Army Equipment Department in Zhuzhou Area, Zhuzhou, Hunan Province, 412000 China;4.Aviation Military Representative Office of Army Equipment Department in Harbin Area, Harbin,Heilongjiang Province, 150060 ChinaAbstract:According to the requirements of wing design and the engineering mechanical properties of materials, this paper designs and manufactures a kind of wing structure made of the integral molding of all-composite materials which meets the requirements of engineering application based on the shape of the given wing. This paper com‐prehensively verifies the structure of the wing by the methods of finite element simulation analysis and engineering statics tests. The results of finite element simulation analysis are well consistent with the results of engineering statics tests, which satisfies the requirement of the engineering mechanical allowable value of composite materials and the stiffness design requirement that the maximum deformation of the wing is not more than the 8% of the span length of the half wing. The mechanical bearing capacity of the wing has been fully verified.Key Words: Composite materials; Highly swept-back wing; Integral molding; Finite element method; Mechanical test复合材料相较于传统的金属材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀、可设计性等诸多优点，在航空航天领域中得到了广泛的应用［1-3］。

基于碳纤维复合材料的机翼优化设计一、研究目的由于复合材料具有质量轻、较高的比强度、比模量、较好的延展性、抗腐蚀、导热、隔热、隔音、减振、耐高（低）温、耐烧蚀、透电磁波, 吸波隐蔽性、可设计性、制备的灵活性和易加工性等特点，故其在航空航天领域得到广泛应用而且前景广阔。

本试验在探究在给定外形与尺寸的机翼设计要求下，开展了复合材料机翼结构设计、工艺设计、产品制造以及性能测试等工作，给出了完整的技术方案，旨在研究机翼梁结构设计、复合材料铺层设计、加工方式对结构件强度的影响。

二、研究内容（或研究对象）首先给出既定外形和尺寸的机翼，参考下图。

机翼由具有锥形截面的左、右翼身、中心翼盒及左、右翼梢五部分组成（见图纸，图中度量单位为英寸，按照1英寸=25.4mm 换算）。

机翼尺寸约为4 36.5英寸。

图纸中给出了翼身截面形状和翼梢截面形状。

机翼的左右两部分完全一样，翼梢在两端对称相反分布。

翼身和中心翼盒两部分的上下表面均为平面，组合后下表面要求为水平面，不允许有超出最大机翼剖面的结构存在。

图1 机翼整体外观图2 机翼具体尺寸参数从图中可以看出，加载方式为中央翼盒加载，同时在翼梢小翼部分挂载有铁球。

由于蒙皮的大小和外形给定，因此我们的设计目标为主承力件——梁的结构设计，以及梁、蒙皮和翼梢小翼的铺层设计，使得在满足受力条件的情况下，整体机翼质量尽可能的轻。

预浸料是用树脂基体在严格控制的条件下浸渍连续纤维或织物，制成树脂基体与增强体的组合物（复合材料）。

下面给出本次选择的碳纤维单向布预浸料型号：FAW100，RC40，SYT45；树脂含量：40%，纤维体积含量：60%；纵向拉伸强度1760MPa；纵向拉伸模量140GPa;横向拉伸强度51MPa，横向拉伸弹性模量9GPa；纵向压缩强度1100MPa；纵向压缩弹性模量135GPa；横向压缩强度130MPa；横向压缩弹性模量10GPa；面内剪切强度60MPa；面内剪切模量4.6GPa；层间剪切强度70MPa；泊松比0.32；固化后单层厚度0.1mm。

飞机机翼结构的复合材料优化设计随着科技的不断进步，飞机的设计和制造也在不断演进。

其中，飞机机翼结构作为飞行过程中最重要的部分之一，其设计及制造工艺也在持续改进。

复合材料是一种非常适合用于飞机机翼结构的材料，它具有轻质、高强度和良好的耐久性等优点。

在本文中，将探讨飞机机翼结构的复合材料优化设计。

首先要了解的是，飞机机翼结构的优化设计需要考虑多个方面。

其中最主要的因素是飞行载荷、航行速度和机翼形状。

飞行载荷通常由飞机的重量和飞行动力引起，而航行速度和机翼形状则直接影响到机翼受力和飞行性能。

复合材料的选择非常关键。

传统的金属结构有一定的局限性，如重量较重、容易疲劳等。

而复合材料则克服了这些问题，它由多种材料的有机组合形成，如碳纤维、玻璃纤维和纺织物等。

这些材料具有高强度、低密度的特点，能够满足飞机机翼结构对轻量化和高强度的要求。

同时，复合材料的耐久性和抗腐蚀性也较金属材料优越。

在进行复合材料的优化设计时，首先需要确定机翼的结构类型。

常见的机翼结构有蜂窝结构、热固性胶合结构和复合材料龙骨结构等。

每种结构类型都有其独特的优点和应用范围。

例如，蜂窝结构具有较高的拉伸强度和压缩强度，适用于大型飞机的机翼设计；而热固性胶合结构则具有更好的抗腐蚀性能，适用于海洋环境中的飞机。

一旦确定了机翼的结构类型，接下来就是进行材料层压的优化设计。

层压是指将不同材料的薄片按一定的叠放方式进行复合而成。

在层压设计中，需要考虑材料的类型、厚度和叠放顺序等因素。

不同的层压方式会直接影响到机翼的强度、稳定性和振动特性。

在层压设计中，常用的方法是使用有限元分析软件进行模拟计算。

有限元分析是一种基于数值方法的力学分析技术，可以模拟真实环境下的机翼受力和变形情况。

通过有限元分析，可以对机翼的层压结构进行优化，以满足飞行载荷和航行速度的要求。

同时，还可以通过对不同材料进行试验测试，更准确地确定材料的力学性能和疲劳寿命，以确保机翼的安全性和可靠性。

航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究巴晓蕾;郭文婧;罗嘉;杨蓉;刘秋楠【摘要】随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究.本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统.首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证.最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助.【期刊名称】《强度与环境》【年(卷),期】2019(046)003【总页数】6页(P14-19)【关键词】复合材料机翼;分布式载荷;多向载荷;加载技术【作者】巴晓蕾;郭文婧;罗嘉;杨蓉;刘秋楠【作者单位】北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京100076;北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京 100076;北京强度环境研究所,北京 100076【正文语种】中文【中图分类】V416.4随着我国航天飞行器的不断发展，对飞行器的结构性能、可重复使用能力提出了更高的要求，因此，新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标。

在新型航天飞行器研制过程中，必须开展地面试验，其中包括全尺寸和部件级的强度考核试验，对于可重复使用飞行器，还需要进行疲劳试验。

机翼作为飞行器的重要组成部分，必须对其开展静强度和疲劳寿命的考核。

航空飞行器机翼为全飞行器提供升力，在飞行任务剖面中主要受到升力的作用，但航天飞行器机翼主要提供平衡和缓冲作用，在整个飞行剖面的各任务段载荷环境有很大不同。

因此，在航天机翼疲劳试验中，加载载荷需要模拟翼面所受的多向气动载荷和惯性载荷，对于复合材料机翼，需要针对不同的任务段对复合材料机翼表面施加不同的分布式多向疲劳载荷。

飞机机翼刚度静力试验标准飞机机翼是飞机的重要部件之一，其刚度对飞机的飞行性能、稳定性和安全性具有至关重要的作用。

机翼刚度静力试验是评估机翼刚度性能的重要方法，为了保障飞机的安全性能，机翼刚度静力试验需要遵守一定的标准。

机翼刚度静力试验的目的是测定机翼在受到一定载荷作用时的变形量和变形形状，并用数值分析等方式分析机翼的刚度性能。

机翼刚度静力试验需要进行前期准备，包括制定试验计划和试验方案、选择试验设备及测量仪器等。

试验前还需对机翼进行系列扭曲、弯曲、剪切等载荷试验，提前发现机翼的强度与刚度情况。

机翼刚度静力试验所需的试验设备主要包括载荷台、载荷杆、千斤顶、支撑架、测量系统等。

试验过程中，需要按照试验标准控制载荷的大小和作用方向，同时记录机翼的变形量和变形形状。

试验完成后，还需要对试验结果进行分析和评估，判断机翼是否符合标准要求。

1、试验的基本原则和要求机翼刚度静力试验应符合安全、科学、准确、可靠的原则，试验数据应具有可重复性和可验证性。

2、试验设备的要求试验设备应具备安全、可靠、准确、易操作、记录数据等特点，设备应满足试验标准的相关要求。

3、试验的载荷方式和载荷大小试验应按照静荷载、动荷载、试验荷等载荷方式逐步增大载荷，载荷量应根据机翼的设计载荷和试验标准要求进行设定。

4、试验的环境条件试验环境应符合试验标准的相关要求，试验室应保持温度、湿度稳定，同时应减少外界干扰。

5、测量系统和测量精度的要求试验测量系统应能够准确地测量机翼的变形量和变形形状，测量精度应达到试验标准的要求。

机翼刚度静力试验的标准化实施，既可以保障试验的可靠性和安全性，又可以提高试验效率和分析的准确性，为飞机结构设计和生产提供了有力的技术支持，同时也为飞机的使用和维护提供了重要的数据支持。

飞行器复合材料的力学性能研究随着科学技术的不断进步，制造业也越来越依赖于高科技材料的应用。

飞行器作为一种重要的高科技产品，其材料的使用对其机体的性能至关重要。

随着复合材料在航空领域中的应用越来越广泛，研究复合材料的力学性能也变得十分关键。

一．复合材料在航空领域的应用在航空领域，复合材料的应用具有很多优点，例如强度高、质量轻、抗腐蚀性好、设计自由度高等。

以现代民用飞机为例，飞机机身、机翼等部位经常采用碳纤维增强的复合材料，使得飞机的净重得到大幅降低，最终在飞行中达到了节油、提高航程等目的。

此外，飞机上的诸多零部件，例如储油箱、轮轴、齿轮等也常采用复合材料制造。

二．复合材料的力学性能研究随着复合材料在航空领域中的广泛应用，其力学性能的研究也变得越来越重要。

在这方面，综合利用实验手段和数值仿真方法是常见的方法。

1. 实验实验是研究复合材料力学性能的常用方法之一。

通过拉伸试验、弯曲试验、剪切试验等方式，可以获得复合材料的应力-应变曲线和弹性模量、屈服强度、抗拉强度、破坏应变等参数。

此外，还可以通过压缩试验、扭转试验等方式研究复合材料的力学性能，以及不同工艺条件下复合材料的力学性能差异。

2. 数值仿真数值仿真是研究复合材料力学性能的另一种方法。

通过有限元分析等方法，可以获得复合材料在特定应力状态下的应力场分布、应变场分布，以及力学性能（如弹性模量、屈服强度等）的值。

此外，数值仿真还可以帮助研究人员设计新的复合材料结构，进而优化复合材料的力学性能。

三．复合材料力学性能研究的意义基于对复合材料力学性能的研究，可以准确地把握复合材料的机械性能，为航空领域中的高科技产品的研制提供技术支持和理论依据。

同时，研究复合材料的力学性能还可以帮助改进复合材料的生产工艺，提高复合材料的质量，降低生产成本。

四．发展趋势目前，随着航空航天工业的快速发展，高性能复合材料的研制亦进入快车道。

未来，预计会涌现出更多新型的复合材料，例如石墨烯、纳米复合材料等，这些材料在机械性能、化学性能等方面都具有其他材料不可比拟的优势。

整体成型复合材料模型机翼设计、制造与验证罗楚养;益小苏;李伟东;周玉敬;朱亦钢;刘刚【摘要】Four different structure wings were designed according to the given configuration. Based on the optimized curing process of the resin, the four composite wing models were manufactured via integral forming technique. The three point bending test results show that the I-beam wing has the highest load-carrying efficiency, then the following is the C-beam wing. The skin-foam wing has the minimum load-carrying efficiency. The failure of skin-foam wing is caused by compression failure of upper skin at loading point, while the skin-stiffened wing is failures from the shear break of support point. The C-beam and I-beam structure wings both have shear failures at the wing leading edge between loading point and support point. The finite element analysis ( FEA ) result is consistent well with those of experiment.%根据给定的外形设计了四种不同结构形式的复合材料模型机翼,通过对所采用树脂基体的化学流变特性的研究,确定其最佳固化工艺条件.采用整体成型技术制备了四种全复合材料模型机翼,并进行了三点弯曲试验.结果表明,工字梁结构形式的模型机翼具有最高的载荷重量比,其次为C型梁机翼,而蒙皮-夹芯机翼的载荷重量比最小.其中,蒙皮-夹芯模型机翼在测试中表现为加载点上蒙皮压缩破坏；蒙皮-加筋机翼则表现为支点处的剪切破坏；梁式结构机翼均表现为支点与加载点中间的前缘剪切破坏.采用有限元分析模型机翼的强度与破坏过程,其结果与试验结果吻合良好.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2011(031)004【总页数】8页(P56-63)【关键词】复合材料机翼;整体成型;三点弯曲;有限元分析;泡沫夹芯【作者】罗楚养;益小苏;李伟东;周玉敬;朱亦钢;刘刚【作者单位】北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191;北京航空材料研究院先进复合材料重点实验室,北京100095;北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191;北京航空航天大学交通科学与工程学院,北京100191【正文语种】中文【中图分类】TB332先进复合材料具有优异的比强度、比刚度、抗疲劳性能和刚度可设计性等优点，已经广泛应用于航空航天结构中，大量采用复合材料是未来飞行器结构设计的突出特点［1，2］。