2) aircraft design
飞行器设计
1.
In aircraft designing process based on modeling and simulation,there exists a vast amount of uncertainty,which causes modeling predictions to differ from reality.
在基于建模和仿真的飞行器设计过程中,由于客观存在的不确定性,导致了模型预测结果与真实情况的不一致。
2.
A primary objective of aircraft design is optimizing the distributing of the flow,drag reduction,increasing lift and the lift- drag ratio.
飞行器设计的一个重要目标,就是要优化流场分布,减少阻力,增加升力,提高飞行器的升阻比,飞行器在高、亚音速巡航时,摩擦阻力超过了总阻力的一半,1%阻力的降低,将大约提高10%的有效负荷或飞行距离,传统的方法,特别是先进翼型的普遍采用,大大提高了飞行器的飞行性能,带来了巨大的经济效益和社会效益。
3.
The application example demonstrates that the method can save 40% of time required for aerodynamic analysis in aircraft design.
研究结果表明这种方法效果很好,可以在飞行器设计过程中节省40%的气动计算时间。
5) aircraft structure
飞行器结构
1.
analyze the natural modal of the real aircraft structure with contact surface to verify the practicability of t.
对一个实际的飞行器结构进行计算,从而验证了接触理论有限元敷值方法加特征值计算方法的工程实用价值。
2.
In order to keep the model used for calculation of aircraft reliability closer to aircraft structures, complex girder elements and SP panel elements were used to model three-dimension spatial structures of air- craft.
最后采用Visual Fortran编制了相应的软件,对某飞行器翼盒结构进行了计算,结果表明该方法对飞行器结构可靠性分析具有重要的作用。
3.
The finite element method (FEM) of contact theory and eigenvalue computing is used in this thesis to solve the problem of natural modal analyzing aircraft structure with contact surface.
在复杂的飞行器结构中，连接面的存在给结构的动力学分析带了困难。
6) aircraft concurrent design
飞行器并行设计
1.
Document management,which is the foundation and core module of PDM system,plays an important role in aircraft concurrent design.
并行工程对飞行器设计的重要性不言而喻,产品数据管理(PDM)是并行工程的支撑技术,文档管理作为PDM系统的基础及核心模块,在飞行器并行设计中起着重要作用。
补充资料：飞行器结构强度分析
研究飞行器结构承受载荷和耐受环境的能力。广义结构强度包括强度、刚度、稳定性、耐久性、损伤容限、完整性、可靠性和耐环境能力等。飞行器结构强度分析所指的就是这种广义的结构强度。足够的强度是保证飞行器结构安全可靠的必要条件。飞行器结构应该在保证强度足够的前提下，设计得最轻、最经济、最简单，以提高飞行性能、有效载荷并使制造、使用和维护方便。尽量减少重量又会引起各种新的强度问题。所以飞行器结构强度的研究是一项极其精确、复杂的工作，已形成一门应用学科。
强度问题的提出 飞机一诞生就面临强度问题，历史上曾多次发生飞行中因结构破坏而失事的严重事故，引起设计师们的极大关注，促进了强度研究的发展。引起飞机结构毁坏而失事的原因主要有刚度、颤振、疲劳、断裂、热强度等方面的问题。
刚度 早期对于低性能飞机的结构，人们只提出简单的强度要求,例如在1903年,莱特兄弟对他们第一架飞机结构的要求是能够承受 5倍于驾驶员重量的载荷。但即使在莱特兄弟时代，承载能力足够的飞机，也曾因刚度不足而失事。就在莱特兄弟飞机试飞前几天，美国人S.P.兰利设计和驾驶的单翼机就在试飞时因机翼扭转刚度不足引起过度变形而失事。人们开始从现象上认识到结构刚度的重要性。到了20年代人们才认识到结构变形与空气动力的交互作用，刚度不足会引起变形发散现象（见气动弹性力学）而造成失事。从此对结构刚度才提出了明确的要求。
颤振 在第一次世界大战期间，为了提高飞机的飞行速度，采用阻力小的单翼机。当时虽然注意了刚度要求，仍屡次发生尾翼颤振和机翼颤振现象。尤其是30～40年代英国"蛾"号飞机和"鸽"号飞机的颤振失事，促使人们研究结构变形与空气动力的交互作用，认识到颤振是一种翼面气动弹性动不稳定现象，并创立了一门新的边缘学科──气动弹性力学。
疲劳 飞行器不断向大型、高速、长寿命、全天候使用等方向发展，使结构所受的载荷增大而作用次数增多；另一方面，为了提高结构效率，采用了高强度材料和高的应力水平，这就使疲劳问题变得突出。1954年英国"彗星"号喷气旅客机连续发生气密座舱爆裂，轰动了世界，经过对残骸断口的仔细检查，发现爆裂是由疲劳裂纹扩展引起的。事后世界各航空发达国家都开始重视疲劳分析和试验，促进了疲劳研究的发展。
断裂 1969年美国 F-111战斗机发生机翼脱落而坠毁的严重事故，经检查发现是机翼变后掠枢轴中存在的初始缺陷经裂纹扩展而造成的。这是一种未能预计到的意外初始缺陷，在传统的疲劳设计中没有考虑。于是突破了原来基于不使结构中存在裂纹或尽量延迟裂纹形成的设计思想，假定结构中不可避免地存在意外初始损伤，重点转向带裂纹结构的分析，提出了以断裂力学学科为基础的飞行器损伤容限设计思想。
热强度 现代高超音速飞机因高速气流摩擦引起的气动加热，表面温度可达200～800°C，引起严重的热强度问题，技术上称为热障。在分析和解决高温环境下的强度、刚度、颤振、疲劳、断裂、振动、冲击等问题的实践过程中，逐步形成了热强度学科。
航天器和火箭结构的某些部位还承受特殊的复杂环境条件，例如多级火箭级间分离的爆炸冲击环境；宇宙空间中太阳强烈辐射的热真空环境；航天飞机和导弹弹头重返稠密大气层时气动加热产生的极高温度环境和硬式回收的高速撞击环境；以及火箭发动机燃烧室和药柱的高温、高压环境，这些多属于强度问题。
结构型式的演变 在强度学科中，飞行器构造中用于支持和传递外载荷的部分称为结构。结构进一步分为承受总体性载荷和承受局部空气动力载荷以维持外形的两部分。30年代以前，飞机空气动力性能很低，对外形没有严格的要求，总体承力结构往往与维持外形的结构分开，主要靠杆系骨架承受总体性载荷，并在骨架上覆盖蒙布或薄蒙皮以维持空气动力所要求的外形。飞行速度提高后，一方面空气动力加大，为了保证空气动力性能，要求有维持正确外形的壳体结构；另一方面，为了减小气动阻力而采用厚度小的机翼，为了提高结构效率，又要增加总体承力结构的剖面有效高度。因此，总体承力结构与维持外形的结构自然地合为一体。承受分布压力的气密座舱或整体油箱也参加总体承力。在采用新材料、新工艺后,又出现了一系列新的飞行器结构型式,其中除薄壁结构外，主要有整体结构、夹层结构、蜂窝结构、复合材料结构等，而这些新结构型式的采用，又引起结构强度分析方法的革新。
飞行器结构通常都设计成固定的、几何形状不能随意变动的形式。由于现代自动控制理论和实践的发展，出现了主动控制技术，使结构与控制系统结合。当结构载荷或变形增大时即发出信号，通过控制系统改变结构的外形或参数以减小空气动力载荷或动力响应，从而降低对结构本身强度、刚度的要求，提高结构效率。航天器和火箭的部分结构，为适应复杂环境条件需要采取特殊的结构型式（见火箭结构分析、航天器结构分析）。
学科基本内容和分类 飞行器结构强度学科在发展中已成为一门涉及面很广的综合性应用学科，各个方面的研究对象和方法也不尽相同，但大体上包括 4个方面：①研究结构的载荷和环境条件；②研究结构的简化方法，建立力学的计算模型，讨论结构的合理性；③用分析或试验的方法确定结构对载荷和环境条件的响应，包括应力、变形、稳定性、寿命等;④进行广义的强度分析,保证结构的安全可靠。
学科内容习惯上依载荷和环境条件的不同分为静强度分析、动强度分析、疲劳与断裂、热强度分析、复杂环境问题。对于不同类型的飞行器，所要考虑的侧重面不同。
飞行器结构强度分析的力学基础学科有飞机结构力学、气动弹性力学、 疲劳强度学、 断裂力学，结构热强度分析等。现代结构分析方面的新学科有有限元素法、最优化方法、 结构分析系统、 复合材料力学、气动伺服弹性力学等。气动伺服弹性力学研究结构、空气气流、控制系统间的交互作用。
强度设计 随着飞行器的发展，强度设计在飞行器设计中已成为一个重要方面。
传统的强度设计是先作设计后作强度校核，设计的依据是强度规范。在强度规范中明确规定了结构的载荷和某些环境条件。当缺乏明确规定时，则根据飞行器的各种计算和试验结果制定相应的载荷和环境条件。按照这些条件，应用结构分析和结构试验方法对所设计的结构进行校核和验证。随着各种强度问题的提出，强度规范的内容逐渐充实，除了静强度、动强度、疲劳、热强度和复杂环境等条件外，还规定了飞行器结构设计程序，直至使用维护的内容。
在现代电子计算机技术发展的基础上，结构强度设计正在突破先设计后校核的传统方法，出现了计算机辅助一体化设计的方法，使结构设计与总体设计、气动设计、工艺设计紧密结合,互相协调,设计结果与生产过程又通过电子计算机直接接口。通过计算机辅助设计（见计算机辅助设计和制造），结构易于达到优化设计的目标，获得更高的设计质量，减轻人的劳动，减少试验工作量。
参考书目
E.F. Bruhn， Analysis and Design of FlightVehicle Structures,Tri-State Offset, Cincinnati,1965.
D.J.Peery and J.J.Azar， Aircraft Structures，2nd ed.,McGraw-Hill,New York,1982.
强度问题的提出 飞机一诞生就面临强度问题，历史上曾多次发生飞行中因结构破坏而失事的严重事故，引起设计师们的极大关注，促进了强度研究的发展。引起飞机结构毁坏而失事的原因主要有刚度、颤振、疲劳、断裂、热强度等方面的问题。
刚度 早期对于低性能飞机的结构，人们只提出简单的强度要求,例如在1903年,莱特兄弟对他们第一架飞机结构的要求是能够承受 5倍于驾驶员重量的载荷。但即使在莱特兄弟时代，承载能力足够的飞机，也曾因刚度不足而失事。就在莱特兄弟飞机试飞前几天，美国人S.P.兰利设计和驾驶的单翼机就在试飞时因机翼扭转刚度不足引起过度变形而失事。人们开始从现象上认识到结构刚度的重要性。到了20年代人们才认识到结构变形与空气动力的交互作用，刚度不足会引起变形发散现象（见气动弹性力学）而造成失事。从此对结构刚度才提出了明确的要求。
颤振 在第一次世界大战期间，为了提高飞机的飞行速度，采用阻力小的单翼机。当时虽然注意了刚度要求，仍屡次发生尾翼颤振和机翼颤振现象。尤其是30～40年代英国"蛾"号飞机和"鸽"号飞机的颤振失事，促使人们研究结构变形与空气动力的交互作用，认识到颤振是一种翼面气动弹性动不稳定现象，并创立了一门新的边缘学科──气动弹性力学。
疲劳 飞行器不断向大型、高速、长寿命、全天候使用等方向发展，使结构所受的载荷增大而作用次数增多；另一方面，为了提高结构效率，采用了高强度材料和高的应力水平，这就使疲劳问题变得突出。1954年英国"彗星"号喷气旅客机连续发生气密座舱爆裂，轰动了世界，经过对残骸断口的仔细检查，发现爆裂是由疲劳裂纹扩展引起的。事后世界各航空发达国家都开始重视疲劳分析和试验，促进了疲劳研究的发展。
断裂 1969年美国 F-111战斗机发生机翼脱落而坠毁的严重事故，经检查发现是机翼变后掠枢轴中存在的初始缺陷经裂纹扩展而造成的。这是一种未能预计到的意外初始缺陷，在传统的疲劳设计中没有考虑。于是突破了原来基于不使结构中存在裂纹或尽量延迟裂纹形成的设计思想，假定结构中不可避免地存在意外初始损伤，重点转向带裂纹结构的分析，提出了以断裂力学学科为基础的飞行器损伤容限设计思想。
热强度 现代高超音速飞机因高速气流摩擦引起的气动加热，表面温度可达200～800°C，引起严重的热强度问题，技术上称为热障。在分析和解决高温环境下的强度、刚度、颤振、疲劳、断裂、振动、冲击等问题的实践过程中，逐步形成了热强度学科。
航天器和火箭结构的某些部位还承受特殊的复杂环境条件，例如多级火箭级间分离的爆炸冲击环境；宇宙空间中太阳强烈辐射的热真空环境；航天飞机和导弹弹头重返稠密大气层时气动加热产生的极高温度环境和硬式回收的高速撞击环境；以及火箭发动机燃烧室和药柱的高温、高压环境，这些多属于强度问题。
结构型式的演变 在强度学科中，飞行器构造中用于支持和传递外载荷的部分称为结构。结构进一步分为承受总体性载荷和承受局部空气动力载荷以维持外形的两部分。30年代以前，飞机空气动力性能很低，对外形没有严格的要求，总体承力结构往往与维持外形的结构分开，主要靠杆系骨架承受总体性载荷，并在骨架上覆盖蒙布或薄蒙皮以维持空气动力所要求的外形。飞行速度提高后，一方面空气动力加大，为了保证空气动力性能，要求有维持正确外形的壳体结构；另一方面，为了减小气动阻力而采用厚度小的机翼，为了提高结构效率，又要增加总体承力结构的剖面有效高度。因此，总体承力结构与维持外形的结构自然地合为一体。承受分布压力的气密座舱或整体油箱也参加总体承力。在采用新材料、新工艺后,又出现了一系列新的飞行器结构型式,其中除薄壁结构外，主要有整体结构、夹层结构、蜂窝结构、复合材料结构等，而这些新结构型式的采用，又引起结构强度分析方法的革新。
飞行器结构通常都设计成固定的、几何形状不能随意变动的形式。由于现代自动控制理论和实践的发展，出现了主动控制技术，使结构与控制系统结合。当结构载荷或变形增大时即发出信号，通过控制系统改变结构的外形或参数以减小空气动力载荷或动力响应，从而降低对结构本身强度、刚度的要求，提高结构效率。航天器和火箭的部分结构，为适应复杂环境条件需要采取特殊的结构型式（见火箭结构分析、航天器结构分析）。
学科基本内容和分类 飞行器结构强度学科在发展中已成为一门涉及面很广的综合性应用学科，各个方面的研究对象和方法也不尽相同，但大体上包括 4个方面：①研究结构的载荷和环境条件；②研究结构的简化方法，建立力学的计算模型，讨论结构的合理性；③用分析或试验的方法确定结构对载荷和环境条件的响应，包括应力、变形、稳定性、寿命等;④进行广义的强度分析,保证结构的安全可靠。
学科内容习惯上依载荷和环境条件的不同分为静强度分析、动强度分析、疲劳与断裂、热强度分析、复杂环境问题。对于不同类型的飞行器，所要考虑的侧重面不同。
飞行器结构强度分析的力学基础学科有飞机结构力学、气动弹性力学、 疲劳强度学、 断裂力学，结构热强度分析等。现代结构分析方面的新学科有有限元素法、最优化方法、 结构分析系统、 复合材料力学、气动伺服弹性力学等。气动伺服弹性力学研究结构、空气气流、控制系统间的交互作用。
强度设计 随着飞行器的发展，强度设计在飞行器设计中已成为一个重要方面。
传统的强度设计是先作设计后作强度校核，设计的依据是强度规范。在强度规范中明确规定了结构的载荷和某些环境条件。当缺乏明确规定时，则根据飞行器的各种计算和试验结果制定相应的载荷和环境条件。按照这些条件，应用结构分析和结构试验方法对所设计的结构进行校核和验证。随着各种强度问题的提出，强度规范的内容逐渐充实，除了静强度、动强度、疲劳、热强度和复杂环境等条件外，还规定了飞行器结构设计程序，直至使用维护的内容。
在现代电子计算机技术发展的基础上，结构强度设计正在突破先设计后校核的传统方法，出现了计算机辅助一体化设计的方法，使结构设计与总体设计、气动设计、工艺设计紧密结合,互相协调,设计结果与生产过程又通过电子计算机直接接口。通过计算机辅助设计（见计算机辅助设计和制造），结构易于达到优化设计的目标，获得更高的设计质量，减轻人的劳动，减少试验工作量。
参考书目
E.F. Bruhn， Analysis and Design of FlightVehicle Structures,Tri-State Offset, Cincinnati,1965.
D.J.Peery and J.J.Azar， Aircraft Structures，2nd ed.,McGraw-Hill,New York,1982.
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条