2-01 飞机在铅垂平面内作圆周运动，在A 点过载可能最小，在B 点过载最大。

A 点：
G N Y y =+ gR
v G N n y
y 2
11-=-= 02.01000
*8.9)6.3/360(12
-=-=y n
或
y N G Y =+ 112
-=-=gR
v G N n y
y
02.011000
*8.9)6.3/360(2
=-=y n
B 点：
y N G Y += gR
v G N n y
y 2
11+=+=
02.21000
*8.9)6.3/360(12
=+=y n
2-02 （1）发动机重心处的过载系数
2.18
.93
*92.3==
=
∆g
L
n z yE ω（()()3.92*3 1.29.8z yE L n g ω--∆==
=） 8.12.13-=+-=∆+=yE y yE n n n
（2）质量载荷
1) 由发动机惯性矩引起的支座反力：
120( 3.92)470.4z M I kgm ω==⨯-=-
470.4470.41.0
M N kg l -=
==- (1)(1)/470.4/470.4A B
N M l kg N M l kg
==-=-=
2) 由发动机重心过载引起的支座反力：
(2)(2)0.8*( 1.8)*100014400.2*( 1.8)*1000360A B
N kg N kg
=-=-=-=-
(1)(2)
(1)
(2)1440470.41910.4360470.4110.4A A A B B
B
N N N kg
N N N kg
=+=--=-=
+
=-+=
发动机作用于机身结构接头上的质量载荷应反向，即
''
1910.4110.4A B A B N N kg N N kg
=-==-=-
2-03
θcos G N Y y =+ gR
v n y 2
cos -=θ
)(cos y n gR v -=θ 当y n 最小时，取得最大值
s m v /9.261))0.3(5.0(*2000*8.9max =--=
y N G Y =+θcos θcos 2
-=gR
v n y
(cos )y v gR n θ=+ 当y n 最大时，取得最大值
max 9.8*2000*(6.50.5)370.4/v m s =+=
2-04
G N Y y += 08.51000
*8.9)6.3/720(112
2=+=+=gR v n y s m n gR v y /92.2617*1000*8.9)1(max max ==-=
m n g v R y 09.5837
*8.9)6.3/720()1(2
max 2
min
==-=
2-05
⎩⎨⎧==R
mv Y G Y /sin cos 2γγ γcos 1=y n y n 1cos =γ 2
1
1sin y n -=γ gR v n y
/12
2=- gR
v tg 2
=γ
不加力状态：
24.31))690*8.9/()6.3/520((1)/(2222max =+=+=gR v n y
086.3690
*8.9)6.3/520(2max
==γtg 72m ax =γ
加力状态：
63.41))680*8.9/()6.3/625((1)/(2222max =+=+=gR v n y
52.4680
*8.9)6.3/625(2max
==γtg 5.77max =γ
不加力状态：
kg G n N y 972300*24.3max ===
加力状态：
kg G n N y 1356300*52.4max ===
2-06
81.34*902.0*22.5*8.96
.111/39200*2/2===
b gC S G H y g ρμα
368.081
.33.581
.3*88.03.588.0=+=
+=
g
g w K μμ
15.8368.0*6
.111/39200*220
*145*902.0*22.51/21=+
=+
=w y y K S
G UV C n ρα
2-07
x
β
y
u
2cos 1
0==
βy n 608.32940
*2)6.3/900(60sin *20*225.1*4/2===∆ S G UV
C n y y ρα
608.50=∆+=y y y n n n
2-08
37.2)800*8.9/()6.3/540(5.0/cos 2
20-=-=-=gR v n y θ
612.088.0*20
/8.9*5000*26
.3/540*5.0*10*01.1*5.4/2==
=
∆K S
G UV C n y y ρα
76.1612.037.2-=+-=y n
2-09
2.58
.9*82001000
*)4.78147643(=--=--=
G Y Y Y n tm te w y
2/16.412.4*8.9)1(s m n g a y ==-=
2/*5.0**2/*4.0**2/*4.0*2/2/L n G L n G L Y M y b y w e --=
N M e 4.264072/7.9*))5.0*1004.0*773(*2.5*8.94.0*2/64300(-=--= Nm fM M e d 1.39611-==
22.2826.3*8
.9*7975*8.9677.5*7840011===
∆x gI L Y n z a tm y N G n n f P y y d 7.98168.9*90*)22.22.5(*5.1*)(11=+=∆+=
剩余强度η定义为结构的许用应力][σ与结构的最大工作应力σ之比值，即
σ
ση]
[=
结构强度设计的任务是在使用载荷下结构工作应力应不大于材料的屈服应力，在设计载荷下结构的工作应力应不大于结构的破坏应力。

由于现行航空材料的破坏强度b σ与结构屈服强度2.0σ之比值一般均小于1.5，所以一般只考虑设计载荷下的剩余强度即可。