飞机结构设计

1、一、飞机研制技术要求（1）战术技术要求军用飞机（2）使用技术要求（民用飞机) 它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性(对战斗机)等指标和能否全天候飞行，对机场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。二、飞机的研制过程四个阶段：1拟订技术要求 2飞机设计过程3飞机制造过程4飞机的试飞、定型过程三、飞机的技术要求是飞机设计的基本依据四、飞机设计一般分为两大部分：总体设计 结构设计五、飞机结构设计是飞机设计的主要阶段 “结构” 是指“能承受和传递载荷的系统”即“受力结构”。六、安全系数：安全系数定义为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。其物理意义

2、就是实际使用载荷要增大到多少倍结构才破坏，这个倍数就是安全系数。七、结构的外载以及对结构受力特性的：飞机结构必须保证在所受外载下有足够的强度、刚度、寿命和高可靠性，因此首先必须确定结构的外载。飞机各部件所受的外载由飞机的机种、总重、外形尺寸、使用要求等条件根据飞机强度规范算出。根据外载就能对结构提出受力特性的要求。例如是静载还是动载，是否需要考虑疲劳寿命或经济寿命以及热应力、热刚度和振动等。结构特性还包括对某些结构，如机翼、尾翼等，要求有足够的总体刚度和局部刚度；有时还须考虑气动弹性问题。八、飞机结构设计的基本要求1空气动力要求和设计一体化的要求2结构完整性及最小重量要求3使用维修要求4工艺要

3、求5经济性要求九、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。十、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。十一、现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按损伤容限耐久性或按损伤容限疲劳安全寿命设计。十二、结构完整性及最小重量要求就是指：结构设计应保证结构在承受各种规定的载荷和环境条件下，具有足够的强度，不产生不能容许的残余变形；具有足够的刚度，或采取其他措施以避免出现不能容许的气动弹性问

4、题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可靠性。在保证上述条件得到满足的前提下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为最小重量要求。十三、使用维修要求 飞机的各部分(包括主要结构和装在飞机内的电子设备、燃油系统等各个重要设备、系统)，须分别按规定的周期进行检查、维护和修理。良好的维修性可以提高飞机在使用中的安全可靠性和保障性，并可以有效地降低保障、使用成本。对军用飞机，尽量缩短飞机每飞行小时的维修时间和再次出动的准备时间，还可保证飞机及时处于临战状态，提高战备完好性。为了使飞机有良好的维修性，在结构上需要布置合理的分离面与各种舱口，在结构内部安排必要的检查、维修通道，增加结构的开敞性和可

5、达性。十四、飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段 （1）静强度设计阶段（2）静强度和刚度设计阶段（3）强度、刚度、疲劳安全寿命设计阶段（4）强度、刚度、损伤容限和耐久性（经济寿命）设计阶段（5）结构可靠性设计试用阶段十五、损伤容限 其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 结构分类1：破损安全（多路传力结构；止裂结构）2：缓慢裂纹扩展十六、飞机的外载荷是指：飞机在起飞、飞行、着陆和地面滑行等使用过程中，作用在机体各部分上的气动力、重力和地面反力等外力的总称。 外载荷的大小取决于飞机的重量、飞行性能、外形的气动力特性、起落架的减振特性以及使用情况等许多因

6、素。十七、飞机的外载荷按使用情况不同，分为两类：(1) 飞行时的外载荷。(2)起飞、着陆时的外载荷。十八、损伤容限设计：组成损伤容限结构的特性具有以下三个要素：临界裂纹尺寸或剩余强度、裂纹扩展、损伤检查。损伤容限结构按可检查度分类：（1）飞机中明显可检结构（2）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）使用中不可检结构十九、飞机重力G(mg)和惯性力N(-ma)均与飞机本身质量m有关，故统称之为质量力二十、载荷系数的定义：除重力外，作用在飞机上的某方向上所有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫载荷系数。载荷系数的物理意义载荷系数表示了实际作用于飞机

7、重心处(坐标原点)除重力外的外力与飞机重力的关系。载荷系数又表示了飞机质量力与重力的比率。二十一、载荷系数的实用意义(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二十二、着陆时的载荷系数：着陆载荷系数的定义是起落架的实际着陆载荷Plg与飞机停放地面时起落架的停机载荷Pdg之比二十三、疲劳载荷 飞机是一种长期使用的结构体系，根据飞机的类型不同，使用期从几千小时到几万小时。因此，飞机受到的载荷是多次重复的，这样就形成了疲劳载荷。前面所讲述到的各种载荷系数仅用来确定飞机结构的静态极限强度和刚度。在满足静强度、刚度条件下，飞机要反复承受各种机动载荷和着陆时

8、的撞击载荷，这些反复载荷会引起飞机结构的疲劳破坏，而且疲劳破坏在远小于材料的原有静强度情况下就可能发生，因而更具有危险性。二十四、飞机使用环境谱的编制步骤为：(1)确定飞机使用环境种类(2)根据飞机的战术、技术要求或使用要求，确定飞机在不同地域内服役的时间。(3)根据使用任务剖面或其他资料，确定各种类型任务不同任务段的时间比例及地面停放时间比例。(4)获取环境数据(5)编制各类环境谱 二十五、 蒙皮与长桁、翼梁缘条连接在一起，构成了加劲式薄壁结构，通常称为加劲壁板，同时在机翼上翼肋向加劲壁板提供了横向支持。当蒙皮较薄、桁条断面尺寸较大时，失稳现象较易确定，这类壁板通常称为经典型加劲壁板。二十六

9、、副翼反效在大展弦比后掠机翼上较严重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。二十七、颤振是气动翼面的一种自激振动。由有关部件的气动力、惯性力和弹性特性的综合作用所引起。颤振基本上分两种类型：一为机翼的弯扭颤振 二为副翼的弯曲颤振二十八、提高机翼(或全动尾翼)弯扭颤振临界速度的有效措施：（1）尽量使重心前移，可加适当的配重。配重宜放前端或翼尖，且必须有很好的连接刚度。将配重放于翼尖处，是由于翼尖处弯曲挠度最大，因此其加速度最大，故配重的效率高。（2）提高扭转刚度能减少不利的扭转变形，也是有好处的。（3）现代飞机上则经常采用人工阻尼器

10、；（4）更为先进的，则采用颤振主动控制技术二十九、副翼弯曲颤振：提高副翼弯曲颤振临界速度的措施是使副翼结构本身的重心尽量前移，并加以适当的配重。三十、疲劳破坏的一般特征结构构件在循环或交变载荷作用下，即使载荷的应力水平低于材料的极限强度，经过若干次载荷循环后，也会发生断裂，此即疲劳破坏现象。疲劳破坏与传统的静力破坏有着本质的区别，其典型的一般特征表现为以下几个方面: (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)

11、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。 (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。三十一、疲劳断裂的过程大致分

12、为：裂纹成核阶段；裂纹微观扩展阶段；裂纹宏观扩展阶段；最终破坏阶段三十二、疲劳断口及特征(1)疲劳裂纹源区(2)疲劳裂纹扩展区(3)快速断裂区三十三、尺寸效应：零件的尺寸对疲劳性能也有较大影响。一般地说，零件的疲劳性能随其尺寸的增大而降低。这种现象称为尺寸效应。产生尺寸效应的因素：尺寸不同，在相同的承力形式下，零件的应力梯度不同(如果最大应力值相同)。 大尺寸零件的高应力区域大，从统计概率看，产生疲劳裂纹的概率就大。大尺寸零件中包含了更多可能产生疲劳裂纹的不利因素，例如材料不均匀性、内部缺陷、各向异性等。 加工零件时，表面会有一些硬化。大多数情况下，硬化可提高疲劳极限，对小试件这种影响更为显著

13、。 表面加工的影响 其他三十四、应力强度因子、断裂韧度和能量释放率 应力强度因子表征裂纹尖端应力奇异性强度的力学量 试验表明，对一定材料，当应力强度因子 K 达到某一临界值 KC 时，裂纹失稳扩展，断裂随即发生。试验证明 KC 是材料的固有性能，它是衡量材料抵抗裂纹失稳扩展能力的度量，故称之为断裂韧性KC。裂纹扩展过程中要消耗能量。三十五、含裂纹结构的剩余强度与裂纹扩展寿命带损伤(含缺陷或裂纹)结构同无损结构比较，承载能力显然要降低。 带损伤结构的实际承载能力称之为剩余强度。三十六、尾翼上的气动力外载以它的作用分，有以下三类：(1)平衡载荷(2)机动载荷(3)不对称载荷三十七、翼面结构的典型构

14、件 从构造上看，机翼、尾翼结构及其构件的组成是完全一致的，故通称为翼面结构。因翼面结构属薄壁型结构形式，构造上主要分蒙皮和骨架结构。骨架结构中，纵向构件有翼梁、长桁、墙(腹板)；横向构件有翼肋(普通肋和加强肋)。1蒙皮的直接功用是形成流线形的机翼外表面。为了使机翼的阻力尽量小，蒙皮应力求光滑，减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受有垂直于其表面的局部气动载荷。2长桁(也称桁条)是与蒙皮和翼肋相连的构件。3.普通翼肋，构造上的功用是维持机翼剖面所需的形状。一般它与蒙皮、长桁相连 加强翼肋虽也有上述作用，但其主要是用于承受并传递自身平面内的较大的集中载荷或由于结

15、构不连续(如大开口处)引起的附加载荷4、翼梁由梁的腹板和缘条(或称凸缘)组成。翼梁是单纯的受力件，主要承受剪力Q和弯矩M。5.纵墙(包括腹板)的缘条比梁缘条弱得多，一般与长桁相近，纵墙与机身的连接为铰接，腹板即没有缘条。墙和腹板一般都不能承受弯矩三十八、机翼的特点：是薄壁结构，因此以上各构件之间的连接大多采用分散连接，如铆钉连接、螺栓连接、点焊、胶接或它们的混合型式- 如胶铆等。连接缝间的作用力可视为分布剪流形式。除以上构成机翼结构的基本构件外，还有机翼-机身连接接头，它是重要受力件。接头的形式视机翼结构的受力型式而定。连接接头至少要保证机翼静定地固定于机身上，即能提供六个自由度的约束。实际上

16、一般该连接是静不定的。三十九、翼面结构的典型受力型式有：薄蒙皮梁式主要的构造特点是蒙皮很薄，常用轻质铝合金制作，纵向翼梁很强(有单梁、双梁或多梁等布置)多梁单块式从构造上看，蒙皮较厚，与长桁、翼梁缘条组成可受轴力的壁板承受总体弯矩；纵向长桁布置较密，长桁截面积与梁的横截面比较接近或略小；梁或墙与壁板形成封闭的盒段，增强了翼面结构的抗扭刚度，为充分发挥多梁单块式机翼的受力特性，左、右机翼最好连成整体贯穿机身。多墙(多梁)式和混合式等，其中有一些为厚壁结构(如整体壁板式)这类机翼布置了较多的纵墙(一般多于5个)；蒙皮厚(可从几毫米到十几毫米)；无长桁；有少肋、多肋两种四十、后掠机翼的受力特点：后掠

17、效应其主要特点是反映在根部三角区内 在满足变形(l)一致条件下，各纵向元件所承担的轴力将按它们的刚度分配。前梁附近的纵向构件刚度小，分配到的载荷小，应力较低；后梁附近的纵向构件刚度大，分配到的载荷较大，应力就较高。这种应力向后缘集中的现象，通常称之为后掠效应。后掠角愈大，后掠效应愈严重。四十一、 四十二、桁条式和桁梁式亦统称为半硬壳式机身。现代飞机绝大部分采用半硬壳式结构，而且由于桁条式的优点，只要没有很大的开口，多数采用桁条式结构四十三、硬壳式机身结构是由蒙皮与少数隔框组成。其特点是没有纵向构件，蒙皮厚。由厚蒙皮承受机身总体弯、剪、扭引起的全部轴力和剪力。隔框用于维持机身截面形状，支持蒙皮和

18、承受、扩散框平面内的集中力。这种型式的机身实际上用得很少，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。四十四、飞机结构开口区受力分析一个机翼或机身结构，若整个结构连续而且无开口，则其重量将比有开口者要轻。因此单纯从结构的重量要求来看，应以无开口的整体连续结构最好。但实际上在机翼或机身部件部位安排时，为了满足使用和维护的要求，在这些部件上通常布置有各种开口。四十五、结构设计基本上分：打样设计和详细设计(也称工作设计)两个阶段。四十六、梁应尽可能布置在剖面高度较大的部位，同时轴线尽量不要转折，以使传力直接、连续，这样对结构的强度、刚度有利

19、，可减轻结构重量。一旦有转折，必须布置另一构件(如另一梁或加强肋)来承受由此出现的弯矩分量。其次梁沿展向最好按弦长的等百分比线布置，否则缘条表面可能为双曲面，给工艺带来困难。但实际情况，梁的布置很大程度上受机翼的平面布局和内部装载的影响。四十七、加强翼肋的布置十分重要，这些翼肋所受载荷比普通肋要大得多。它一般布置在集中力作用处和结构不连续区，还应注意加强件综合利用。四十八、机翼机身连接形式的确定机翼机身连接设计是飞机结构设计中最重要的环节之一，连接接头是损伤容限和耐久性设计最重要的关键件之一。机翼机身连接大多为固定连接；变后掠机翼则通过枢轴与中央翼相连，为可动连接。四十九、梁的构造形式(a)腹

20、板(组合)式翼梁(b)构架式翼梁(c)整体翼梁五十、翼肋设计 构造形式可分为：腹板式、构架式、围框式和整体肋五十一、机翼连接 一是机翼与机身的连接 二是机翼设计分离面处两部分机翼的连接。五十二、其壁板的连接主要有三类1 分散的受拉螺栓接头2. 对接板式接头3. 对接板和抗拉螺栓的组合五十三、机翼整体油箱的结构设计 采用机翼整体油箱不仅可以充分利用机翼内的容积多装燃油，增加飞机的航程和续航时间；还可使机翼卸载，有利于减轻其结构重量；油箱远离客舱还可使旅客更为安全。1首先必须保证整体油箱的密封性 2强度要求 3刚度要求 4便于检查、维修、拆装和清洗五十四、全动平尾转轴式和定轴式。转轴式平尾的轴与尾

21、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、缺点与之相反五十五、发动机在机身上的安装 现代战斗机的发动机一般都装在机身内的机身后段。发动机的连接设计应要求安装方便，必须避免由于机身受力变形而把载荷传到发动机上的不良后果，并且要允许发动机有轴向和径向的热膨胀。五十六、由于使用维护的要求，机体上必须设置各种大小不一的开口，如起落架舱门、各类检查维修用舱口；旅客机则有很多瞭望窗，各种供旅客、空勤人员出入的舱门；货机必须有很大的货舱门，还有轰炸机上的炸弹舱门等；在一些构件上，如梁、肋、框的腹板上可能需要开有操纵系统或其他系统的管道、电缆的通过孔。上述这些开口处大多装有需要随时打开的舱门或不受力口盖，或者不装口盖(内部构件上)，因此开口部位的结构必须补强。五十七、构件的受力特性 是指它在各方向上的承载及变形能力，最佳受力特性则指它在刚度最大的方向上的承载特性。五十八、机身结构