现代飞机结构设计基础

1、第四章 现代飞机结构设计基础n4.1 4.1 静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计同属结构的静力学设计问题，即主要关心工程上结构元件材料本身的最大承载能力(或称抗力、强度)及结构元件内力平衡形态发生变化时引起的结构承载能力下降，即出现屈曲变形形态问题。n前者考虑结构元件上局部点的工作应力是否有大于其强度极限的危险，问题的分析相对简单一些；而后者则需要关心结构的材质、构型、约束以及载荷形式等 第四章 现代飞机结构设计基础n4.1 4.1 静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计n一、静强度设计一、静强度设计通常飞机结构静强度设计采用设计载荷法，即取安全系数，乘上使用载荷即为设计载荷

2、一般安全系数取1.5，有时视情况还需乘上附加安全系数。 dePfPudPP设计载荷使用载荷（同种工况取最大值）dPeP极限载荷极限应力uP 设计载荷下应力d d第四章 现代飞机结构设计基础n4.1 4.1 静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计n二、稳定性设计二、稳定性设计 1.桁条、缘条类型材失稳 22crCEIPl总体失稳欧拉杆第四章 现代飞机结构设计基础n4.1 4.1 静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计n二、稳定性设计二、稳定性设计 1.桁条、缘条类型材失稳 薄壁型材局部失稳0.9( /)liiKEbl1 112 22ln,1 12 2i iilln nl avgn ni ibtbtb

3、 tb tbtb tb tbt第四章 现代飞机结构设计基础n4.1 4.1 静强度、稳定性设计静强度、稳定性设计二、稳定性设计二、稳定性设计 2蒙皮、腹板类构件的失稳 B52在地面时的蒙皮褶皱利用失稳吸能第四章 现代飞机结构设计基础n42 气动弹性及刚度设计 u1机翼的扭转扩大 u2.副翼反效 大展弦比后掠机翼较严重翼尖扭转刚度小第四章 现代飞机结构设计基础n42 气动弹性及刚度设计 u前、后掠翼区别u后掠机翼对防止扭转扩大有利，前掠机翼则相反u故后掠机翼一般主要考虑防止副翼反效亚音速飞机的大展弦比直机翼则两方面都需要考虑。u亚音速前掠机翼一般不需考虑副翼反效，而着重考虑防止扭转扩大第四章 现

4、代飞机结构设计基础n42 气动弹性及刚度设计 u刚心前移，提高机翼抗扭刚度第四章 现代飞机结构设计基础n42 气动弹性及刚度设计 u3.颤振(1)机翼弯扭颤振 措施：尽量使翼剖面重心前移，可加适当的配重 改善水平尾翼气动弹性的配重改善水平尾翼气动弹性的配重（防止颤振过早出现）（防止颤振过早出现）第四章 现代飞机结构设计基础n42 气动弹性及刚度设计 u颤振(1)副翼弯曲颤振 u全机颤振u气动弹性设计涉及学科：结构分析 流固耦合 结构动力学第四章 现代飞机结构设计基础n43 安全寿命设计方法 u疲劳与断裂，以金属为主，复杂应力下的复合材料也需要考虑疲劳问题u疲劳性能的若干影响因素(1)疲劳载荷特

5、征的影响(2)应力集中的影响 (3)尺寸效应(4)表面加工的影响(5)其他影响因素 温度、噪声环境、腐蚀u三、安全寿命估算方法设计使用载荷谱，应力谱 1)由工程方法或数值分析方法计算构件危险部位的应力应变范围：2)由应力应变范围根据材料疲劳性能数据、曲线获得对应的疲劳寿命：3)应用累积损伤理论，计算整个载荷谐的疲劳损伤，进而获得构件的安全寿命 第四章 现代飞机结构设计基础n44 损伤容限设计方法 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。简言之，就是指飞机结构中初始缺陷及其飞机在使用中缺陷发展的允许程度。 安全寿命设计只考虑裂纹形成寿命，不考虑裂纹扩展

6、寿命u1.基本要素(1)临界裂纹尺寸或剩余强度 (2)裂纹扩展 (3)损伤检查基 第四章 现代飞机结构设计基础n44 损伤容限设计方法 u2.损伤容限结构对危及飞机机体安全的主要结构，应采用损伤容限设计。损伤容限设计的结构应该是破损安全结构或缓慢裂纹扩展结构，或者这两种类型的组合。u按可检测性分类飞行明显可检结构，地面明显可检结构，目视可检结构，特殊目视可检结构，翻修级或基地级可检结构，使用中不可检结构。 第四章 现代飞机结构设计基础n44 损伤容限设计方法 u2.损伤容限结构u(2)结构设计类型1)缓慢裂纹扩展结构。多重传力路径结构实例多重元件构件实例第四章 现代飞机结构设计基础n44 损伤

7、容限设计方法 u2.损伤容限结构u(2)结构设计类型2)破损安全止裂结构 采用止裂措施破损安全止裂结构实例第四章 现代飞机结构设计基础n44 损伤容限设计方法 u2.损伤容限结构u(2)结构设计类型损伤容限设计实例第四章 现代飞机结构设计基础n4.5 耐久性设计方法u 耐久性设计概念是针对飞机研制成本、生产成本以及使用维护费用的急剧增加而提出的。综合现代分析理论及设计方法，以要求更细致的细节量化控制设计、生产以及维修的全过程，特别以经济性为重要依据来控制飞机使用的最经济寿命。以经济性维修为最终结构使用寿命的控制目标，企图在超过1倍设计寿命后，寻找一个时间点，作为飞机结构的最终寿命以结构细节处微

8、裂纹群的疲劳演化为控制设计的起始点，可以取代安全寿命设计第四章 现代飞机结构设计基础n46 可靠性设计的基本概念与方法 u一个产品在规定条件下和规定时间内规定功能的概率就称为该产品的可靠度。u作为飞机结构的可靠性问题，可以理解为：“结构在规定的使用载荷环境作用下及规定的时间内，为防止各种失效或有碍正常工作功能的损伤，应保持其必要的强刚度、抗疲劳断裂以及耐久性能力” 。可靠度则应是这种能力的概率度量。u例如：结构元件或结构系统的静强度可靠性是指结构元件或结构元件或结构系统的静强度可靠性是指结构元件或结构系统的强度大于工作应力的概率；结构系统的强度大于工作应力的概率；结构安全寿命的可靠性是指结构的

9、裂纹形成寿命小于使用寿命的概率；结构的损伤容限可靠性则一方面指结构剩余强度大于工作应力的概率，另一方面指结构在规定的未修使用期间内，裂纹扩展小于裂纹容限的概率u其它可靠度度量方法：结构的失效概率F(t)，指结构在t时刻之前破坏的概率；失效率(t)，指在t时刻以前未发生破坏的条件下，在t时刻的条件破坏概率密度；平均无故障时间MTTF(Mean Time To Failure)，指从开始使用到发生故障的工作时间的期望值。 现代飞机结构综合设计机翼、尾翼设计5.1 结构设计方法一、结构综合设计的基本概念二、结构设计的原始依据和设计内容5.1 结构设计方法一、结构综合设计的基本概念 目前飞机性能和寿命

10、要求越来越高，高科技飞速发展，飞机越来越复杂，机载设备不断更新，新材料、新工艺、新结构不断出现，交叉学科、交叉学科、边缘学科边缘学科的发展以及新技术的大量涌现，都使飞机设计的综合设计思想愈显重要，这种综合性已渗透到现代飞机设计和飞机结构设计的各个层次和顶层设计、平台设计、具体技术设计等各个设计阶段中 电子计算机的出现极大地提高了计算能力计算能力，成功地发展了适用于复杂结构的应力分析有限元素法和结构优化设计方法，使飞机结构设计从定性和初定量设计向比较精确的定量设计和优化设计跨进了一大步。并且出现了设计与总体、气动、工艺等设计紧密配合、互相协调的计算机辅助一体化设计方法。二、飞机结构设计的原始依据

11、和设计内容n原始依据u飞机的类型、性能和全机主要参数，如翼载 p=G/Su总体外形参数 机翼展长、展弦比、后掠角、翼型相对厚度、机身的长度与高度等 u机翼与机身的相对位置 u机翼、机身的内部装载，与发动机、起落架和武器外挂的连接协调关系；u通过计算给出的所设计结构的载荷数据n设计内容u1.打样设计 协调；元件的构型、尺寸、布局；结构布局主要以强度和损伤容限准则为基础，之后进行耐久性打样设计；理论图u2.详细设计（工作设计）构件的构造形式、材料、尺寸、连接；对损伤容限、耐久性打样设计结果进一步深化和细化；工艺；结构分析（结构强度、刚度和颤振）；必要的结构试验；发出全部生产图纸5.2 机翼结构型式

12、选择 n一、机翼内部布置 u油箱u起落架舱（机炮）u防冰，燃油，液压系统u前、后缘装置u外挂二、机翼结构型式的选择 1.不同结构型式的受力特性及其与机翼几何参数的关系不同结构型式的受力特性及其与机翼几何参数的关系 n 薄蒙皮梁式机翼薄蒙皮梁式机翼 蒙皮薄、受正应力面积集中、长桁少而集中面积小（承受蒙皮薄、受正应力面积集中、长桁少而集中面积小（承受正应力能力可以忽略）正应力能力可以忽略）。 气动载荷引起的剪力由梁腹板传递；气动载荷引起的剪力由梁腹板传递； 弯矩引起的轴向内力主要由梁缘条传递；弯矩引起的轴向内力主要由梁缘条传递； 扭矩由蒙皮的一圈剪流传递。扭矩由蒙皮的一圈剪流传递。 适应于低速，翼

13、型高度大的轻型飞机适应于低速，翼型高度大的轻型飞机。 早期飞机使用较多早期飞机使用较多。本页来自西北工业大学精品课程网本页来自西北工业大学精品课程网n 双梁单块式机翼双梁单块式机翼 长桁长桁( (包括梁缘条包括梁缘条) )与蒙皮组成壁板或整体加劲壁板；与蒙皮组成壁板或整体加劲壁板；蒙皮较薄蒙皮较薄 可简化仅受剪板可简化仅受剪板。与梁式相比，若受正应力与梁式相比，若受正应力的截面积（长桁与缘条）近似，布置较分散的截面积（长桁与缘条）近似，布置较分散 。 气动载荷引起的剪力由梁腹板传递；气动载荷引起的剪力由梁腹板传递； 弯矩引起的轴向内力由桁条与缘条传递；弯矩引起的轴向内力由桁条与缘条传递； 扭矩

14、由蒙皮的一圈剪流传递。扭矩由蒙皮的一圈剪流传递。 适应于高亚音速飞行的较大型飞机适应于高亚音速飞行的较大型飞机。 民用客机或运输机应用较多民用客机或运输机应用较多。本页来自西北工业大学精品课程网本页来自西北工业大学精品课程网n 多腹板式多腹板式 ( (多梁多梁/ /墙式墙式) ) 一般由310多块腹板（或墙）和厚蒙皮(大多是整体厚蒙皮)组成(肋少甚至没有) ；受正应力面积更加分散。结构力学上形成多闭室静不定薄壁盒式结构。 气动载荷引起的剪力由多腹板按刚度分配；气动载荷引起的剪力由多腹板按刚度分配； 弯矩引起的轴向内力由蒙皮桁条与缘条组成的壁板传递；弯矩引起的轴向内力由蒙皮桁条与缘条组成的壁板传

15、递； 扭矩仍由蒙皮形成一圈剪流传递。扭矩仍由蒙皮形成一圈剪流传递。 适应于超音速飞行的薄机翼飞机适应于超音速飞行的薄机翼飞机。 战斗机、攻击机战斗机、攻击机。本页来自西北工业大学精品课程网本页来自西北工业大学精品课程网二、机翼结构型式的选择 2不同结构型式损伤容限特性比较不同结构型式损伤容限特性比较n传力路线不宜过于集中长桁蒙皮加筋板单块式结构和厚蒙皮多墙式结构都可看成是分散传力结构布局。此时若壁板上长桁强一些，对提高壁板的止裂能力，并从而捉高壁板的剩余强度，延长裂纹扩展寿命均更为有利3机翼机翼机身对接形式的影响机身对接形式的影响 4机翼内部布置及大开口的影响机翼内部布置及大开口的影响n梁式机

16、翼n单块式机翼n战斗机二、机翼结构型式的选择 5变后掠机翼的布局特点变后掠机翼的布局特点 变后掠翼从结构强度和损伤容限观点看有其不足之处，特别是单传力途径的机翼转动枢轴，必须采取一系列措施保证飞机安全性 5.3 机翼主要受力构件布置n构件布置的原则 u(1)确保气动载荷荷引起的弯、剪、扭能顺利传到机身为此要特别注意结构不连续处的构件布置，如开口处、结构型式变化处，梁和长桁的轴线转折处等u(2)在集中力、集中力矩作用处布置相应构件，必要时加辅助短梁或加强肋，其作用是将集中载荷扩散；并将扩散后的分布力传给机翼受力盒段的相应元件，传往机身 5.3 机翼主要受力构件布置n一、机翼翼盒受力构件布置u1.

17、壁板结构 壁板有长桁蒙皮铆接组合式和整体壁板两种（在整体油箱区大多采用机械加工的整体蒙皮或整体壁板） 按等百比线布置：此时桁条本身无扭曲，制造方便(等强度设计)平行于前梁或后梁布置会使长桁扭曲，影响装配机翼截面的扭转5.3 机翼主要受力构件布置n一、机翼翼盒受力构件布置u2.梁与墙的布置 梁和壁板(有时还有墙)构成单闭室或多闭室抗扭翼盒 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 5.3 机翼主要受力构件布置n一、机翼翼盒受力构件布置u3.翼肋的布置 顺气流布置：顺气流翼肋对维持机翼剖面形状较好，制造成本低；为

18、传递根部扭矩只需一个加强肋；翼肋长度增加、蒙皮受剪稳定性变差 正交布置特点相反 5.4 机翼结构元件设计n一、二、三、四、五：机翼各部件及连接的设计n六、结构受集中载荷处的局部设计u(1)集中力作用于板杆结构上时，必须有适当的杆来扩散、传递此力。u(2)集中力矩作用于板杆结构上，例如集中力与支撑构件有力臂而引起力矩时，可把此力矩用接头等构件转换成一组大小相等、方向相反的力，再用适当的构件传走。u(3)尽量避免、减小附加的偏心力矩 5.4 机翼结构元件设计n六、结构受集中载荷处的局部设计u(4)受轴力杆当轴线不连续时要附加其他杆，必要时要局部加强参与区内的受剪板。 5.4 机翼结构元件设计n六、

19、结构受集中载荷处的局部设计u(5)一般说应不让板受垂直于板平面内的力，以防止出现平板受弯的不合理设计 飞艇吊舱的集中载荷由悬挂屏转换为分部载荷5.5 机翼整体油箱的结构设计n一.对整体油箱结构设计的要求u1密封性 u2强度要求u3刚度要求 u4便于检查、维修、拆装和清洗n二、结构特点u1.应用机翼原有的主要受力结构件作为油箱的隔板，变形过大时另设隔板，结构刚性好，开口的布置u2.减少油箱表面的连接缝长度和结合孔数量u3.箱角互成90u4.其它措施防火墙安全销 5.5 机翼整体油箱的结构设计n三、整体油箱的密封形式 5.6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计n一、机翼前、后缘活动面简介一

20、、机翼前、后缘活动面简介u增升装置增升装置u自适应机翼自适应机翼 5.6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计n一、机翼前、后缘活动面简介一、机翼前、后缘活动面简介n二、尾翼和副翼结构设计二、尾翼和副翼结构设计 u1安定面的结构布局u2操纵面的构造u3操纵面悬挂点的确定数量 自由度 5.6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计n二、尾翼和副翼结构设计 u4操纵面前缘缺口的补强 5.6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计n二、尾翼和副翼结构设计u5操纵面的气动补偿和气动平衡铰链力矩u6尾翼的防颤振设计 5.6 机翼前、后缘可动部分和尾翼、操纵面结构设计n二、尾翼和副翼结构设计

21、u7全动平尾的设计特点 亚音速焦点：(2830) 超音速焦点约在50 转轴位置约40弦长转轴式 定轴式 现代飞机结构综合设计机身及开口区结构设计6.1 机身的内部布置与结构型式选择n 一、机身的内部布置u1.机身与机翼、尾翼、起落架等部件布置的协调u2.全机重心的控制u3.有效载重的布置的适合本身技术和使用要求u4.开口的布置装载（紧急疏散），检修 尾炮手正副驾驶 领航员 雷达操作员B-52飞机的乘员布置6.1 机身的内部布置与结构型式选择n二、机身结构型式的选择u半硬壳式半硬壳式机身通过适当的布置能承受各种载荷，而且结构效率高。而硬壳式机身反而会因机身上的开口多，而大大影响厚蒙皮的利用率，开

22、口补强的增重也将增大，进而影响机身的结构效率。因此硬硬壳式壳式往往只在某些局部部位采用，如头部、尾锥部等。 6.2 机身结构元件的设计与布置n一、机身蒙皮设计n二、机身纵向构件的设计和布置n三、机身加强框和普通框的设计与布置n四、框、长桁、蒙皮之间的连接n五地板结构u承受9g的纵向过载 63 增压座舱的结构设计n一、座舱的增压载荷 n二、旅客机增压舱的结构设计 6.4 机身与其他部件以及发动机的连接设计n一、机翼机身的对接设计n二、尾翼与机身的对接 n三、起落架与机身的连接u前三点式起落架布置，前起落架都在机身上，主起落架一般布置在机翼上n四、机身设计分离面处的对接 n五、发动机在机身上的安装 6.5 开口区的结构设计n一、小开口结构补强设计u口框补强 6.5 开口区的结构设计n二、中开口加强设计 6.5 开口区的结构设计n三、大开口区的设计 6.5 开口区的结构设计n舱门与窗口开口的特点（P259）u旅客机的舱门一般设计成介于“受力口盖”和“非受力口盖”之间。由增压载荷引起的周向张应力可由舱门承受；但由于要求舱门能迅速打开，机身结构上的其他载荷、内力由舱门周围的加强结构，包括门框来承受窗口则多为不受力“口盖”(即窗玻璃)式小开口 6.6 结构的细节设计u一架飞机结构寿命的长短主要取决于重要结构细节的抗疲劳开裂能力这种能力依赖于结