飞机结构复习参考

1、现代飞机结构综合设计复习参考名词解释 结构： “结构”是指“能承受和传递载荷的系统”即“受力结构”。（P5） 设计载荷：设计的结构所能承受而不破坏的最大载荷称为设计载荷。（P43） 使用载荷：飞机使用中实际可能遇到的最大载荷称为使用载荷。（P43） 结构完整性：结构完整性是指关系到飞机安全使用、使用费用和功能的机体结构的强度、刚度、损伤容限及耐久性(或疲劳安全寿命)等飞机所要求的结构特性的总称。（P8） 全寿命周期费用(LCC) ：(也称全寿命成本) 主要是指飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用之和。（P8） 剩余强度：带损伤结构的实际

2、承载能力称之为剩余强度。（） 耐久性：飞机结构的耐久性是指飞机结构在规定的经济寿命期间内，抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、磨损、和外来物偶然损伤作用的一种固有能力。（） 损伤容限：是指结构在规定的未修使用周期内，抵抗由缺陷、裂纹或其他损伤而导致破坏的能力。（P140） 检查周期：是指飞机结构两次检查之间的时间间隔。（） 检修周期：检修周期又称未修使用的最小周期，在这个周期内假定适当水平损伤（初始的或使用中的），保持未修并让它在结构内增长，应不会危及飞机安全和降低飞机性能。（） 安全系数：设计载荷与使用载荷之比，也就是设计载荷系数与使用载荷系数之比。（P44）填空题（24分） 设计思想的五个过

3、程：静强度设计阶段 静强度和刚度设计阶段强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段 强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段 结构可靠性设计试用阶段（） 疲劳断裂四个过程：裂纹成核阶段、裂纹微观扩展阶段、裂纹宏观扩展阶段、最终破坏阶段。（） 颤振的两种形式：一为机翼的弯扭颤振，即由机翼的弯曲变形与扭转变形交感而产生振动发散；二为副翼的弯曲颤振，即由副翼的偏转与机翼的弯曲变形交感而产生振动发散。P122 动静气动弹性：静气动弹性主要是扭转扩大（机翼发散）、副翼反效。动气动弹性即颤振，包括机翼的弯扭颤振，副翼的弯扭颤振。（） 损伤容限结构两种分类设计：一.结构按可检查度分类:1,飞行明显可检结构2,

4、地面明显可检结构3，目视可检结构4，特殊目视可检结构5，翻修级或基地级可检结构6，使用中不可检结构。 二.结构设计类型：1，缓慢裂纹扩展结构2，破损安全结构。（P） 可检查度： 应力强度因子：表征裂纹尖端应力奇异性强度的力学量。（） 断裂韧度：是衡量材料抵抗裂纹失稳扩展能力的度量。（） 翼面结构的典型受力形式：1.薄蒙皮梁式 2.多梁单块式 3.多墙厚蒙皮式（） 机身结构的典型受力形式：1桁梁式 2桁条式 3硬壳式 机翼结构分类、机身结构分类：机翼结构典型受力形式有薄蒙皮梁式、单块式、多墙式、以及它们的混合式。（P190） 机身结构形式有半硬壳式（包括桁条式和桁梁式）、硬壳式（后蒙皮）和构架式

5、。（P240） 增压座舱的设计准则：由于增压载荷是重复性循环载荷，对增压舱机身结构的寿命和损伤容限特性有很大影响，必须按损伤容限（也有按疲劳加破损安全）设计准则设计（P255） 起落架的设计准则：一般按安全寿命（即疲劳寿命）原理设计。（P362） 长桁的失稳形式：长桁有总体失稳和局部失稳两种形式。P202 长桁的布置类型：1.按等百分比布置 2.平行于前梁或后梁布置(P245) 解答题（42分） 不同的口盖布置在不同机体上的时候开口区的加强 疲劳破坏的特征（6点）(1)疲劳破坏不像静力破坏那样在一次最大载荷作用下发生断裂，而一般要经历一定的甚至是很长的时间。破坏过程实际是裂纹形成、扩展以至最后

6、断裂的过程。(2)构件中的循环或交变应力在远小于材料的静强度极限情况下，破坏仍可能发生。(3)不管是脆性材料还是塑性材料，疲劳破坏在宏观上均表现为无明显塑性变形的突然断裂，故疲劳断裂表现为低应力脆性断裂，这一特征使疲劳破坏具有更大的危险性(不易觉察)。 (4)静力破坏的抗力，主要取决于材料自身的强度；疲劳破坏则对于材料特性、构件的形状尺寸、表面状态、使用条件及外界环境等都十分敏感。（影响因素多）(5)疲劳破坏常具有局部性，而并不牵涉到整个结构的所有构件，因而改变局部细节设计或工艺措施，即可明显地增加疲劳寿命；如在发现裂纹后，更换损伤构件或制止裂纹扩展，结构还可继续使用。(6)疲劳破坏是一个损伤

7、的长期积累过程，其断口在宏观上和微观上均有其特征，与静强度破坏断口明显不同。（P125） 上下翼面设计和选材有何不一样上翼面结构主要受压，设计重点主要是防止屈曲；而下翼面结构主要受拉，设计以疲劳和损伤容限为重点。因此下壁板一般选用静强度较低，而疲劳和断裂性能较好的材料。（P194） 定轴、转轴平尾各有何优缺点，轴的传力有何不一样转轴式平尾的轴与尾翼连接在一起，用固定在转轴上的摇臂操纵转轴，平尾与转轴一起偏转。定轴式的轴不动，固定在机体上；尾翼套在轴上绕轴转动；操纵接头则布置在尾翼根部的加强肋上。与转轴式相比，由于定轴式的操纵点和轴之间的力臂有时可设计得比转轴式长，可使操纵力相对较小，尾翼受力较

8、好。缺点是在尾翼结构高度内要安放轴和轴承，限制了轴径，对轴受力不利；此外须在机体上开弧形槽，对机体有所削弱。转轴式的优、缺点与之相反。（） 载荷系数的物理意义（2点）实用意义（2点） 物理意义：1载荷系数表示了实际作用于飞机重心处(坐标原点)除重力外的外力与飞机重力的关系。2载荷系数又表示了飞机质量力与重力的比率。实用意义：(1) 载荷系数确定了，则飞机上的载荷大小也就确定了。 (2) 载荷系数还表明飞机机动性的好坏（） 总体内力弯矩引起的轴力在不同翼面结构上由哪些元件来传递（1）多梁单块式：由机翼的上下壁板将力传递到机翼根部（自己再细看下，在70页）：（2）多墙后蒙皮式机翼：如果机翼左右贯通

9、，则当载荷对称时，蒙皮上的轴力在中央翼的后蒙皮上自身平衡，而且不论什么情况，蒙皮是主要受力原件。（71） 机身结构为什么不用硬壳式，半硬壳式的桁条式为什么不适合大开口。硬壳式实际上用得很少，其根本原因是因为机身的相对载荷较小而且机身不可避免要大开口，会使蒙皮材料的利用率不高，开口补强增重较大。大开口补强增重较大，且会切断许多长桁，对机身受轴向力不利。 后掠翼的副翼反效为什么很严重（结构方面等） 这是因为展弦比愈大，对刚度愈不利；而后掠翼弯曲引起顺气流翼剖面的附加扭角，也产生不利于操纵的附加气动力。（P122） 扭转扩大的防治措施（6条）（不是很确定）1可以将刚心前移2.可以提高机翼的刚度 3.由于弹性恢复力矩与机翼扭转刚度成正比，故提高机翼扭转刚度对防止扭转扩大也有好处 4