【正文】 (1) 飛機(jī)下沉速度減震器的行程取決于飛機(jī)下沉速度(接地時的垂直速度)、減震材料和接地時機(jī)翼升力。對于上單翼飛機(jī)，主起落架固定在機(jī)身上，主輪距較小，因此要檢查側(cè)翻角不大于63176。側(cè)翻角的大小取決于飛機(jī)主輪距和飛機(jī)重心高度的關(guān)系。 飛機(jī)側(cè)翻角的定義如圖所示，它是保證飛機(jī)不致沿曲線12翻到的角度。由杠桿原理我們的到重心后限N=b*(18%)=16*=同理重心前限l=16*()=、主起落架的載荷 確定了起落架的縱向站位和重心的前后限后，就可以計算起落架的載荷，如圖所示。4) 前起落架布置的應(yīng)盡可能靠前，前起落架的靜態(tài)載荷應(yīng)占飛機(jī)總重的6%~20%。~15176。的線）。3) 主起落架距飛機(jī)重心距離不能太近，必須保證飛機(jī)以大迎角著陸時，飛機(jī)重心始終在主輪觸地點(diǎn)之前。1) 確定飛機(jī)平均氣動力弦MAC在飛機(jī)側(cè)視圖和平面視圖中的位置以及飛機(jī)重心在MAC的前后限位置（如下圖）。確定起落架的高度條件時：當(dāng)輪胎和減震支柱完全壓縮時，；同時保證必要的停機(jī)角。對于運(yùn)輸機(jī):b=(~)*LB=*50=16mB=55*(15%~25%)=55*=因為B/b=11/16==~,故上述初始數(shù)據(jù)基本符合實(shí)際。通常主輪距大小應(yīng)為翼展的15%~30%，而對于在良好的混凝土機(jī)場使用的飛機(jī)，主輪距可以為翼展的15%~25%。γ太大，前輪會很難離地；太小，可能在尾翼下沉?xí)r使尾部觸地。假設(shè)機(jī)翼的著陸迎角為α，機(jī)翼的安裝角為αw，則要求因此,對本運(yùn)輸機(jī)取13o3防后座角γ為了保證飛機(jī)在停放是不至停在后座位置，通常要規(guī)定飛機(jī)的防后座角。1停機(jī)角φ對于前三點(diǎn)式起落架，為了是飛機(jī)在起飛滑跑時稍抬前輪就可以達(dá)到飛機(jī)的起飛迎角，其停機(jī)角稍小于飛機(jī)的起飛迎角，通常0o~4o 。如進(jìn)氣道在機(jī)身兩側(cè)，為避免附面層中氣流進(jìn)入進(jìn)氣道，應(yīng)適置附面層隔道。（~）DE進(jìn)氣道唇口的前緣半徑和前緣部分的剖面形狀選定后，則進(jìn)氣道的喉道面積也就確定。為了保證氣流在流動過程中不產(chǎn)生分離，要求其內(nèi)壁的半擴(kuò)散角不大于4o~5o。根據(jù)質(zhì)量守恒定律，在H－H 和bxbx截面處的每秒空氣流量應(yīng)該相等：、式中mB是發(fā)動機(jī)的空氣流量，有發(fā)動機(jī)特性給定； ven是進(jìn)口處的氣流速度 ρen是進(jìn)口空氣密度故進(jìn)口面積可表示為：= 進(jìn)氣道進(jìn)口處速度用氣流相對速度表示氣流在進(jìn)氣道口前面被阻滯和壓縮程度，越小則氣流在進(jìn)氣口處減速增壓比越大，較小的值對應(yīng)與較長的彎曲的進(jìn)氣道，交大的值對應(yīng)于吊艙式進(jìn)氣道，在初步設(shè)計時，取=。1進(jìn)口面積Sen確定在進(jìn)行亞音速進(jìn)氣道設(shè)計時，按基本飛行狀態(tài)選擇進(jìn)氣道的各項參數(shù)。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的增壓比，通常是指經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮以后的空氣壓力，即壓氣機(jī)后的壓力與大氣壓之比：=在進(jìn)氣裝置中對空氣進(jìn)行壓縮時，所產(chǎn)生的壓力損失通常是用總壓恢復(fù)系數(shù)值來衡量（在發(fā)動機(jī)理論中，為了計算方便，經(jīng)常不使用靜壓而是使用總壓）。隨飛行速度的增大，壓氣機(jī)的增壓作用逐漸轉(zhuǎn)移到進(jìn)氣道；當(dāng)M＝～ 時進(jìn)氣道和壓氣機(jī)對氣流的增壓作用相同。當(dāng)M＝、H＝11 公里時，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的巡航特性渦輪發(fā)動機(jī)的高度速度特性對發(fā)動機(jī)總體參數(shù)數(shù)有如下統(tǒng)計計算：發(fā)動機(jī)重量發(fā)動機(jī)長度發(fā)動機(jī)直徑起飛耗油率巡航耗油率巡航推力其中M為設(shè)計馬赫數(shù)，λ=，Tto為單發(fā)起飛推力現(xiàn)代飛機(jī)動力裝置系統(tǒng)中進(jìn)氣道的功能如下：——保證發(fā)動機(jī)在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；——對進(jìn)入進(jìn)氣道的空氣進(jìn)行壓縮，使氣流的動能變成壓力勢能。發(fā)動機(jī)的單位推力，不僅是衡量動力裝置的一個尺度，同時也是確定發(fā)動機(jī)噪聲的重要參數(shù)之一，也是比較動力裝置氣動阻力和重量的一個好的準(zhǔn)則：發(fā)動機(jī)單位推力對動力裝置迎面阻力的影響隨飛機(jī)M 數(shù)的變化由于亞音速飛行時，發(fā)動機(jī)單位推力的變化對動力裝置迎面阻力的影響較小，因此對亞音速飛機(jī)而言，可以采用單位推力較小的（或者說涵道比較大的）發(fā)動機(jī)。對于發(fā)動機(jī)的推力、重量和幾何特性以及用于各類發(fā)動機(jī)相互比較的性能指標(biāo)有：發(fā)動機(jī)單位重力γe(γe =G/F0)、單位耗油率C e 、單位推力Fs 、涵道比B 和發(fā)動機(jī)高度速度特性。3．涉及面廣，系統(tǒng)較復(fù)雜，各個系統(tǒng)的功用和設(shè)計要求差異較大，設(shè)計時應(yīng)考慮各部件之間協(xié)調(diào)關(guān)系。方向舵相對于垂尾面積Sru/SVT = 20 ~ 30% 選為30% =*3=，故該系統(tǒng)設(shè)計時既要滿足發(fā)動機(jī)特性要求，又要滿足飛機(jī)特性要求，當(dāng)發(fā)生矛盾時應(yīng)綜合考慮采用最佳方案。通常垂尾為對稱翼型，主要參數(shù)：SVT/S = 13% ~ 23%選為20%AVT = ~ λVT = ~ (t/c)VT = (t/c)HT=ΛVT = 45 ~ 60176。此時，發(fā)動機(jī)位置和平尾的垂直位置是決定因素。經(jīng)常采用的尾翼相對厚度為9%~12%和前緣半徑大的近似對稱翼型，我們這里采用NACA0012。用氣動力的觀點(diǎn)來看，構(gòu)型中對尾翼參數(shù)的考慮是非常粗糙的，它是根據(jù)擬采用的飛行控制系統(tǒng)的水平，用尾容量作控制指標(biāo)來確定尾翼的面積，有關(guān)尾翼的參數(shù)的修改和調(diào)整需待氣動力部分進(jìn)行了操穩(wěn)檢查分析并反饋意見之后。對于本運(yùn)輸機(jī)，我們選擇λ=ρ=所以我們選擇NACA653218對于平尾，保持穩(wěn)定性和獲得操縱性。選擇尖削比，低速時主要考慮對升力分布的影響，高速時主要考慮對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度剛度的影響。小的尖削比還可以減小機(jī)翼的彎矩載荷。此外大后掠角會引起升力線斜率的下降，而當(dāng)機(jī)翼手到升力載荷向上彎曲時引起扭轉(zhuǎn)，其結(jié)果是突風(fēng)載荷減少，后掠機(jī)翼在突風(fēng)天氣中顛簸比較緩和。對于亞音速運(yùn)輸機(jī)的相對厚度約在10%~14%根據(jù)下面的典型飛機(jī)翼型相對厚度統(tǒng)計值翼根弦長 = = =翼梢弦長 = = =3m平均氣動弦長：= ==8m 機(jī)翼平均氣動弦距軸線的距離= = =11m 我們?nèi)?，則：根據(jù)上面的經(jīng)驗數(shù)據(jù)和計算結(jié)果，我們?nèi)”具\(yùn)輸機(jī)t/c=（Λ）后掠角對亞音速零升阻力影響不大，后掠角的增加會減小大馬赫數(shù)時的壓縮性阻力，巡航馬赫數(shù)較大時，選用稍大的后掠角。高于20%的相對厚度，由于型阻增加及相對較低的最大升力而收益減少，而這反過來限制懸臂式機(jī)翼的最大展現(xiàn)比到13左右。對超音速飛機(jī)其展弦比A一般在3~5左右沒有的小到2。所以對雙發(fā)通用航空飛機(jī)，通常采用7~10的中等展弦比，對單發(fā)這個值還要低一些。大展弦比可以得到良好的航程性能，對強(qiáng)調(diào)巡航效率的運(yùn)輸機(jī)來說，大展弦比機(jī)翼是合乎邏輯的選擇，但是這種設(shè)計方案需要復(fù)雜的增升裝置，采用大展弦比機(jī)翼可以減小著陸形態(tài)下的阻力，她趨向于是進(jìn)場下滑角變平。，油箱容積和抖振余量可能導(dǎo)致修改機(jī)翼面積，這對高速性能只是很小的影響.已有典型型號機(jī)翼主要參數(shù)機(jī)型機(jī)翼面積參考面積展弦比尖削比1/4弦線后掠角平均相對厚度巡航馬赫數(shù)最大使用速度B73730025B747400B75720025B767200B777200MD9011A300B28A31028A32025A34030030C5A25C14I25C1725IL7625AN12428AN22528(A)機(jī)翼大小和高升力性能與性能緊密相關(guān)，而形狀參數(shù)主要影響失速特性，展弦比是例外，它是一個影響性能的性能的形狀參數(shù)。，可能有各種組合，應(yīng)該根據(jù)懸臂比的統(tǒng)計數(shù)據(jù)檢查機(jī)翼展長、根部相對厚度、后掠角和尖削比的組合。機(jī)翼設(shè)計是一個高度迭代的過程，特別在初步設(shè)計階段，下列幾點(diǎn)可能有助于加速這一過程：，通常對下列項目作明確區(qū)分：機(jī)翼面積大小基本機(jī)翼形狀增升裝置，首先最好是決定展弦比，其次是研究翼載和增升裝置形式，最后主要是在失速特性的基礎(chǔ)上評價基本形狀，機(jī)翼大小的少量變化對失速只是很小的影響。故戰(zhàn)略運(yùn)輸機(jī)的氣動設(shè)計問題主要在于為達(dá)到高的臨界馬赫數(shù)，避免在非設(shè)計狀態(tài)有不滿意的飛行特性，以及使后掠機(jī)翼具有良好的低速特性。對于高壓音速。~，后體總阻力偏離最小阻力在10%以內(nèi)。對于長細(xì)比la/d=~，rb/R在0~，在la/d，后機(jī)身總阻力隨收縮比增大而增加，但此時對總阻力的影響還是較小，在la/d=，即壓差阻力與底阻匹配較好。由圖可知，當(dāng)跨音速是阻力系數(shù)劇烈增加，各種收縮比后機(jī)身波阻增加不同，rb/R=，但波阻增加最小。引起阻力增大的主要原因是氣流的分離和相互干擾，不同的飛機(jī)后體組合則有不同的阻力增量，并且它們之間的影響是相互交錯了，因此必須進(jìn)行后體的綜合設(shè)計。下圖為按面積率要求部分修形阻力系數(shù)的比較：機(jī)身尾部和外露噴管的阻力可能占總零升阻力的45%55%，甚至?xí)?。機(jī)身長細(xì)比增加對減少超聲速阻力有明顯的好處，由上圖可以看出當(dāng)M=，%，在M=%。從減小波阻角度考慮，最大截面位置在60%機(jī)身長度最好，在40%機(jī)身長度處波阻增大，在80%機(jī)身長度阻力也增大，特別是在20%處超聲速阻力特別大。機(jī)身的橫截面形狀以圓形為最有利，圓形保證在容積一定時機(jī)身表面積最小，因而摩擦阻力最小。2給定體積情況下的尖頭、尖尾的最佳形狀西爾斯黑格旋轉(zhuǎn)體旋轉(zhuǎn)體體積V是給定的，當(dāng)S(0)=S(L)=0和S’(0)=S’(L)=0時，最小零升阻力的細(xì)長旋轉(zhuǎn)體的截面積分布為：機(jī)身的最大很截面積和沿機(jī)身軸向的控制界面是根據(jù)具體的裝在要求確定的，但從氣動要求則應(yīng)盡量小。對于亞音速的民用飛機(jī)則采用拋物線或?qū)ΨQ翼型旋轉(zhuǎn)體，對于超音速戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)盡量采用卡門旋轉(zhuǎn)體或西爾斯黑格旋轉(zhuǎn)體，以減少阻力。為了滿足下視角的要求，有時將機(jī)頭軸線下偏。機(jī)身長細(xì)比數(shù)據(jù)長細(xì)比亞音速飛機(jī)跨音速飛機(jī)超音速飛機(jī)λf6~98