飞机结构综合设计(课件)

1、 第一章第一章 绪绪 论论 飞机结构设计的一般规律飞机结构设计的一般规律及其发展及其发展 飞机是高度综合的现代科学飞机是高度综合的现代科学技术的体现。技术的体现。 100多年来，飞机随着科学技术的进步而取得了很大的发展，而航空技术不断提出的新要求也同时对科学技术的发展起了促进、推动的作用。 在现代飞机上，综合运用了一系列在现代飞机上，综合运用了一系列基础科学、应用科学和工程技术的最新基础科学、应用科学和工程技术的最新成就，包括力学、材料学，电子技术、成就，包括力学、材料学，电子技术、计算机技术、喷气推进技术、自动控制计算机技术、喷气推进技术、自动控制理论和技术以及制造工艺等各个方面的理论和技术

2、以及制造工艺等各个方面的成果，实际上现代飞机已成为一个先进成果，实际上现代飞机已成为一个先进而又复杂的工程系统。正因为如此，也而又复杂的工程系统。正因为如此，也促使飞机的设计工作、设计方法随之不促使飞机的设计工作、设计方法随之不断发生着变化和革新，并逐步向系统工断发生着变化和革新，并逐步向系统工程的设计方法发展。程的设计方法发展。 1 11 1 飞机分类和飞机研制过程飞机分类和飞机研制过程 军用飞机的功用主要是完成空中拦击、侦察、轰军用飞机的功用主要是完成空中拦击、侦察、轰炸、攻击预警、反潜，电子干扰以及军事运输、炸、攻击预警、反潜，电子干扰以及军事运输、空降等任务。空降等任务。 民用飞机是指

3、非军事用途的飞机，包括商业用的民用飞机是指非军事用途的飞机，包括商业用的旅客机、货机等运输机，它们已成为一种快速、旅客机、货机等运输机，它们已成为一种快速、方便、舒适、安全的交通运输工具；还有一些通方便、舒适、安全的交通运输工具；还有一些通用航空中使用的飞机，如用于农业作业、护林造用航空中使用的飞机，如用于农业作业、护林造林、救灾、医疗救护、空中勘测和体育运动等。林、救灾、医疗救护、空中勘测和体育运动等。飞机按其功用可分为飞机按其功用可分为军用飞机军用飞机民用飞机民用飞机技术要求技术要求使用技术要求（民用飞机使用技术要求（民用飞机) )战术技术要求战术技术要求( (军用飞机军用飞机) ) 它包

4、括飞机最大速度、升限、航程、它包括飞机最大速度、升限、航程、起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性起飞着陆滑跑距离、载重量、机动性( (对对战斗机战斗机) )等指标和能否全天候飞行，对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、保障性等场以及对飞机本身的维修性、保障性等方面的要求。方面的要求。 从发展看军用飞机和现代大型旅从发展看军用飞机和现代大型旅客机的飞行速度、升限和航程都不断客机的飞行速度、升限和航程都不断增加。增加。 现代战斗机的最大飞行速度通常现代战斗机的最大飞行速度通常为音速的两倍多，即为音速的两倍多，即Ma2；飞行升；飞行升限约在限约在20,000 m以上。以上。 苏苏-3

5、0MK和阵风式战斗机均为第和阵风式战斗机均为第三代三代(也有称之为三代半的也有称之为三代半的)高机动性高机动性超音速战斗机。超音速战斗机。 苏苏-30MK设计中采用翼设计中采用翼-身融合技术，身融合技术，Mamax为为2.49，升限为，升限为18.5 km，转场航程达，转场航程达3,700km，且机动性能很好，使用载荷系数，且机动性能很好，使用载荷系数可高达可高达9g，能完成著名的，能完成著名的“眼镜蛇眼镜蛇”机动。机动。 随着航空电子技术的迅猛发展，未随着航空电子技术的迅猛发展，未来的战场环境机动更加恶劣而复杂，各来的战场环境机动更加恶劣而复杂，各种新型雷达、先进探测器以及精确制导种新型雷达

6、、先进探测器以及精确制导武器的问世，对军用飞机构成了极为严武器的问世，对军用飞机构成了极为严重的威肋、为了提高军用飞机的生存力重的威肋、为了提高军用飞机的生存力和战斗力，各国正努力发展低可见度的和战斗力，各国正努力发展低可见度的隐身技术隐身技术。 图图1-1 F-117A隐身战斗攻击机隐身战斗攻击机4-左侧左侧武器舱武器舱3-武器舱门武器舱门(打开打开)机头电子机头电子设备舱设备舱前前起起落落架架多螺多螺栓翼栓翼根连根连接点接点主主起起落落架架复复合合材材料料前前缘缘三梁抗扭翼盒结构；三梁抗扭翼盒结构；机翼整体油箱机翼整体油箱内、外侧内、外侧升降副翼升降副翼复合复合材料材料后缘后缘方向方向/升

7、降升降舵舵(采用大采用大量复合材量复合材料料)；V形形尾翼尾翼下部下部固定固定段段扁宽扁宽的发的发动机动机排气排气口口涂有吸波材涂有吸波材料料(RAM)的的蒙皮蒙皮机背油箱机背油箱上仰的空中上仰的空中加油插孔加油插孔左、右侧进气道左、右侧进气道18-采用采用BLU-109穿透弹头的穿透弹头的GBU-27炸弹炸弹19-GBU型型2000磅激光制导炸弹磅激光制导炸弹 (机内武器舱内也可携带各种机内武器舱内也可携带各种战术战斗机常用的武器，在战术战斗机常用的武器，在空战中有自卫能力空战中有自卫能力) 目前正在发展中的第四代战斗机(俄罗斯称之为第五代战斗机)更着重强调同时具备隐身技术、超音速巡航、隐身

8、技术、超音速巡航、过失速机动和推力矢量控制、近距起过失速机动和推力矢量控制、近距起落和良好的维修性等落和良好的维修性等性能。 美国的F-22是其第一个代表机种。 采用了连续曲率造型，结构上使用了很多新材料，飞机的性能全面提高。 现代军用运输机和一些大型远程旅客机的航程和载重量越来越大，有的航程可达10 000km以上。军用运输机如C-5A载重量将近100t，可运载350名士兵或一辆坦克加上两架小型直升机；俄罗斯的安-225载重量则高达225 t。大型旅客机载客可达500名；且有的客机Ma数可达到2以上(如“协和”号)。目前有些国家还在研制可载客600800名的超大型旅客机。图12为旅客机L1O

9、11的示意图。前机身前机身L-1011L-1011旅客机结构分解图旅客机结构分解图 中机身中机身后机身后机身尾段尾段整流罩整流罩整流罩整流罩雷达天雷达天线罩线罩机翼机翼、乘员舱下乘员舱下部组件部组件乘员舱上部组件乘员舱上部组件机身壁板机身壁板断面断面客舱舱门客舱舱门(2)客客舱舱舱舱门门(3)中中货货舱舱舱舱门门(2)机翼中央翼盒机翼中央翼盒应应急急出出口口舱舱门门(5)发动机进气口发动机进气口s型进气道型进气道气密框气密框机身尾段结构机身尾段结构垂直安定面前缘垂直安定面前缘垂直安定面翼盒垂直安定面翼盒垂直安定面翼尖垂直安定面翼尖方向舵方向舵中发动机中发动机(即即2号发动机号发动机)支持结构支

10、持结构2号发动机号发动机2号发动机整流罩号发动机整流罩升降舵升降舵水平安定面翼尖水平安定面翼尖水平安定面翼盒水平安定面翼盒水水平平安安定定面面前前缘缘辅辅助助动动力力装装置置舱舱门门起落架舱门起落架舱门客舱舱门客舱舱门(4)机身龙骨梁组件机身龙骨梁组件主起落架舱门主起落架舱门机翼扰流板机翼扰流板(6块块)双缝襟翼双缝襟翼外副翼外副翼双缝襟翼双缝襟翼机翼翼尖机翼翼尖机翼受力翼盒机翼受力翼盒内副翼；内副翼；机翼前缘机翼前缘前缘缝翼前缘缝翼(7块块)1号发动机吊架号发动机吊架1号发动机号发动机1号发动机整流罩号发动机整流罩 前面几种飞机可见，由于各种飞机的用途和设计要求不同，会带来飞机气动布局和结构

11、设计上的差别。 但是飞机设计的基本概念、设计原理和设计方法是一致的，因此下面将在对典型结构型式进行分析的基础上将主要介绍飞机设计的基本概念、设计原理和方法。一、飞机的研制过程一、飞机的研制过程 一种新飞机的投入使用，须经过下述四个阶段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 1拟订技术要求拟订技术要求 通常司由飞机设计单位和订货单位协商后共同拟订出新飞机的战术技术要求或使用技术要求，技术要求确定了飞机的主要性能指标、主要使用条件和机载设备等。设计单位必须保证新飞机能达到这些技术要求，订货单位则根据这些要求来验收新飞机。 飞机的技术要求是飞机设计的基飞机的技术要求是飞机

12、设计的基本依据本依据2飞机设计过程 飞机设计单位根据拟订好的飞机技术要求进行飞机设计。飞机设计一般分为两大部分：总体设计结构设计总体设计：总体设计： 主要工作是确定全机主要参数，即全主要工作是确定全机主要参数，即全机重量机重量G，发动机推力，发动机推力P和翼载和翼载GS(S为为机翼面积机翼面积)；确定飞机的基本外形，如机；确定飞机的基本外形，如机翼、尾翼平面形状、大致尺寸和气动布局；翼、尾翼平面形状、大致尺寸和气动布局；选择发动机；然后进行飞行性能的初步估选择发动机；然后进行飞行性能的初步估算。如满足要求，则画出飞机的三面图；算。如满足要求，则画出飞机的三面图；进行飞机的部位安排；确定结构型式

13、和主进行飞机的部位安排；确定结构型式和主要受力构件布置，并给出飞机各部件的重要受力构件布置，并给出飞机各部件的重量控制指标。量控制指标。结构设计：结构设计： 在总体设计基础上，进行飞机在总体设计基础上，进行飞机各部件结构的初步设计各部件结构的初步设计(或称结构打或称结构打样设计样设计)；对全机结构进行强度计算；对全机结构进行强度计算；完成零构件的详细设计和细节设计，完成零构件的详细设计和细节设计，完成结构的全部零构件图纸和部件、完成结构的全部零构件图纸和部件、组件安装图。组件安装图。3.3.飞机制造过程飞机制造过程 飞机制造工厂根据飞机设计单飞机制造工厂根据飞机设计单位提供的设计图纸和技术资料

14、进行位提供的设计图纸和技术资料进行试制。完成后装上全部设备系统和试制。完成后装上全部设备系统和发动机。由飞机工厂首批发动机。由飞机工厂首批(一般称一般称“O”批，生产批，生产24架架)试制出来的试制出来的新飞机即可投入全机强度、疲劳和新飞机即可投入全机强度、疲劳和损伤容限的验证试验和试飞。损伤容限的验证试验和试飞。 随着计算机技术的迅猛发展，目前设计随着计算机技术的迅猛发展，目前设计单位中大部分设计工作借助计算机辅助设计单位中大部分设计工作借助计算机辅助设计系统系统(CAD)来完成，包括分析、计算、构形来完成，包括分析、计算、构形设计，并可直接用计算机绘图、发图。有的设计，并可直接用计算机绘图

15、、发图。有的已发展到已发展到CAI/CAM一体化，可采用无图设一体化，可采用无图设计，只需在制造时把已储存在计算机里的全计，只需在制造时把已储存在计算机里的全部数据传递给计算机辅助制造系统部数据传递给计算机辅助制造系统(CAM)，使整个飞机的设计和制造过程达到高度的集使整个飞机的设计和制造过程达到高度的集成化。计算机辅助制造系统成化。计算机辅助制造系统(CAM)，使整个，使整个飞机的设计和制造过程达到高度的集成化。飞机的设计和制造过程达到高度的集成化。 4 4飞机的试飞、定型过程飞机的试飞、定型过程 在通过全机静强度试验、某些必要在通过全机静强度试验、某些必要的疲劳、损伤容艰的早期验证试验、起

16、的疲劳、损伤容艰的早期验证试验、起落架试验和全机各系统试验后进行试飞。落架试验和全机各系统试验后进行试飞。通过试飞全面检验飞机能否确保安全，通过试飞全面检验飞机能否确保安全，性能是否满足技术要求。把设计、制造性能是否满足技术要求。把设计、制造中和试飞中出现的各种问题，通过更改中和试飞中出现的各种问题，通过更改设计或改进制造方法等全部排除。最后设计或改进制造方法等全部排除。最后将飞机定型投入小批量生产。将飞机定型投入小批量生产。 在新飞机的研制过程中，往往须进行相当数量的科学研究和试验科学研究和试验。比如为选择满意的外形须做大量的风洞试验；对用新材料(如复合材料)制作的结构性能进行某些专题研究和

17、试验(详见6.7节)；对某些关键的结构件或结构设计方案进行必要的疲劳或损伤容限的设计研制试验，为详细设计提供数据或进行早期验证等。新飞机的研制工作还要与使用密切结合。这包括在设计过程中要充分利用以往的使用经验；还有在新飞机的使用过程中收集各方面的反馈信息，不断改进设计。1 12 2 飞机结构设计的原始条飞机结构设计的原始条件和设计过程简介件和设计过程简介一、一、“结构结构”与与“结构设计结构设计”的的含义含义 飞机结构设计是飞机设计的主要阶段。飞机结构设计是飞机设计的主要阶段。 “ “结构结构” ” 是指是指“能承受和传递载荷能承受和传递载荷的系统的系统”即即“受力结构受力结构”。 它通常可由

18、几个到几千个零件结合在它通常可由几个到几千个零件结合在一起构成，相互之间没有相对运动，同时一起构成，相互之间没有相对运动，同时能承受指定的外载，满足一定的强度、刚能承受指定的外载，满足一定的强度、刚度、寿命、可靠性等要求。度、寿命、可靠性等要求。 只用以维持外形或仅供装饰用的元件不包括在结构内，譬如低速飞机上的机翼蒙布，只受少量局部气动力而不参与机翼的整体受力，故不作为结构元件；旅客舱内的装饰板、飞机表面上(如机翼根部)的整流包皮等也不作为结构元件。 一架飞机的整个结构，包含机翼、尾翼、机身、发动机短舱、起落架、操纵系统(指机械操纵系统部分)及其他系统的受力结构等部件结构部件结构或组组件结构件

19、结构。 机翼、机身这样的大结构。通常称为部件结构部件结构 机翼、机身又可沿翼展方向或机身纵向分成几个大段，这样的一大段结构常称为组件结构组件结构。 组件结构还可以分为小组件、构件等结构。 零件零件为不需做装配的基本单位。 构件构件由很少几个零件装配而成。 当零件与构件(常统称为零构件)飞机结构中作为有一定功用的基本单元时常称为元件元件，如翼肋、梁、框等，它可以是一个构件。也可以是零件。 图1.2为L-1011旅客机的结构分解图 “结构设计结构设计”是指根据结构设计是指根据结构设计的原始条件，按照结构设计的基本的原始条件，按照结构设计的基本要求，提出合理的设计方案以及进要求，提出合理的设计方案以

20、及进行具体的部件和零构件设计，进行行具体的部件和零构件设计，进行强度计算和必要的试验，最后绘制强度计算和必要的试验，最后绘制出结构图纸，完成相应的技术文件，出结构图纸，完成相应的技术文件，以使生产单位能根据这些图纸和技以使生产单位能根据这些图纸和技术文件进行生产。术文件进行生产。二、结构设计的原始条件二、结构设计的原始条件结构设计的结构设计的原始条件原始条件1外载及对外载及对结构受力特性结构受力特性的要求的要求3结构的结构的使用条件使用条件4.结构的结构的生产条件生产条件2.飞机结构飞机结构的协调关系的协调关系 在进行结结构设计之前，必须先把结构设计的在进行结结构设计之前，必须先把结构设计的原

21、始条件分析清楚，它主要包括以上原始条件分析清楚，它主要包括以上4点。点。1结构的外载以及对结构受力特性的要求结构的外载以及对结构受力特性的要求 飞机结构必须保证在所受外载下有足够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。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

22、否需要考虑疲劳寿命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，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。考虑气动弹性问题。 2. 飞机结构的协调关系飞机结构的协调关系 飞机结构的形状通常并不可以任意选定。飞机结构的形状通常并不可以任意选定。在总体设计阶段，一般已确定了各部件的外在总体设计阶段，一般已确定了各部件的外形、相对位置以及相互间连接交点的位置。形、相对位置以及相互间连接交点的位

23、置。在进行部件结构打样设计时应尽量保持它们在进行部件结构打样设计时应尽量保持它们的协调关系，对于飞机零、构件，则须明确的协调关系，对于飞机零、构件，则须明确本零件或构件与其他构件在连接尺寸上的协本零件或构件与其他构件在连接尺寸上的协调关系，以及各构件间、或各构件与内部装调关系，以及各构件间、或各构件与内部装载之间的形状协调。载之间的形状协调。 如加强框结构的外侧边界应与飞机的理论外形相协调；其内侧边界则有时可能须与某个内部装载，如发动机进行空间协调(见图14)。 (b)几种可能的加强框 结构高度布置(a)内外侧尺寸限制； 1 - 蒙皮内形即加强框外形； 2 - 发动机； 3 - 最小间隙； 4

24、 - 加强框内侧尺寸限；图1-4 机身加强框的内外侧尺寸协调 3结构的使用条件结构的使用条件结构的结构的使用条件使用条件环境条件环境条件起飞着陆起飞着陆场所条件场所条件维修条件维修条件 和使用条件和使用条件环境条件 是指飞机在飞行或停机时的气气象象条件条件或周围介质条件周围介质条件。 气象条件是指大气温度和湿度变化范围，飞机若能在夜间或恶劣气象(雷雨、冰雹等)条件下飞行，则为全天候飞机。 周围介质条件是指结构所处环境周围介质状态，如海水腐蚀等。起飞着陆场所条件 飞机可以分为只在地面机场起飞着陆的陆上飞机和在水面上起飞降落的水上飞机两大类。 机场又可分为水泥跑道、土跑道，水泥跑道又可分为一级跑道

25、或二级跑道。 着陆场所、条件的不同会使结构受载和对起落装置的要求不同。维修条件和使用条件 飞机结构在使用时的维修条件，包括维修周期与次数、维修能力、维修速度要求，以及对维修场所如在外场维修，还是到场站或基地维修等。 不同类型的飞机、同一类型但性能不同的飞机，其使用条件和维修条件均会有所不同，在结构设计前应明确。4.结构的生产条件结构的生产条件 结构的生产条件主要指飞机的产量和工厂的加工能力与装配能力。 产量不同在选择结构的设计和工艺方案时会有所不同。例如只生产几件零、构件时，一般不宜采用模锻件和精密铸造件；当大量生产时，就可以考虑采用模锻、精密铸造等适合于大量生产的工艺方案 加工能力是指飞机制

26、造工厂所具有的设备，工艺员和工人的技术水平与加工经验，以及采用新材料新工艺的可能性。飞机结构的设计人员应对生产厂的情况很熟悉，这样才能设计出具有良好工艺性的结构。三、结构设计过程简介三、结构设计过程简介 飞机结构设计主要指机翼、飞机结构设计主要指机翼、尾翼、机身、发动机舱和起落尾翼、机身、发动机舱和起落架等机体结构设计和操纵系统架等机体结构设计和操纵系统设计飞机结构设计过程大致有设计飞机结构设计过程大致有以下各个典型阶段：以下各个典型阶段： (1) 了解结构的使用条件、生产条件，以及了解结构的使用条件、生产条件，以及总体设计已基本确定的结构外形尺寸、主要部件总体设计已基本确定的结构外形尺寸、主

27、要部件初步确定的结构型式和各种协调关系。初步确定的结构型式和各种协调关系。 (2) 通过计算和试验。确定外载荷的大小、通过计算和试验。确定外载荷的大小、分布、性质。分布、性质。 (3) 进行部件的打样设计。确定结构布局的进行部件的打样设计。确定结构布局的可能方案可能方案(包括结构型式和受力构件布置包括结构型式和受力构件布置)进行比进行比较，选定后初步确定内部协调与装配关系。较，选定后初步确定内部协调与装配关系。 (4) 进行初步估算，或结合经验，或参考原进行初步估算，或结合经验，或参考原准机，或根据以上的综合，初步定出各结构的基准机，或根据以上的综合，初步定出各结构的基本尺寸；然后进行结构优化

28、设计和结构方案的进本尺寸；然后进行结构优化设计和结构方案的进一步比较，最后确定结构的基本尺寸。一步比较，最后确定结构的基本尺寸。 (5) 画出结构详细打样图，并进行细节设计。画出结构详细打样图，并进行细节设计。 (6) 对结构进行强度计算，对关键件进行初对结构进行强度计算，对关键件进行初步的疲劳、耐久性和损伤容限分析。在计算分析步的疲劳、耐久性和损伤容限分析。在计算分析过程中，若有必要须进行有关的设计研制试验过程中，若有必要须进行有关的设计研制试验(详详见见6.7节节)。若分析结果不能满足设计要求，则修改。若分析结果不能满足设计要求，则修改设计。设计。 (7) 进行零构件的详细设计，绘制全套生

29、产进行零构件的详细设计，绘制全套生产图纸和编制相应的技术文件。图纸和编制相应的技术文件。 (8) 根据设计之初所选定的结构设计准则，根据设计之初所选定的结构设计准则，进行全机疲劳寿命和损伤容限分析；或者进行损进行全机疲劳寿命和损伤容限分析；或者进行损伤容限、耐久性分析，并确定全机的经济寿命。伤容限、耐久性分析，并确定全机的经济寿命。进行可靠性分析，给出结构使用寿命和检查周期。进行可靠性分析，给出结构使用寿命和检查周期。 (9) 根据全机静力、疲劳根据全机静力、疲劳(或耐久性或耐久性)和损伤容和损伤容限试验及试制、试飞中发现的问题对设计作必要限试验及试制、试飞中发现的问题对设计作必要的修改。的修

30、改。关于上述(3)(7)中打样设计和详细设计的具体内容将在第五章中详述。1.3 1.3 飞机结构设计的基本要求飞机结构设计的基本要求和综合设计思想和综合设计思想一、飞机结构设计的基本要求一、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结构完整性及最小重量要求 3使用维修要求使用维修要求 4工艺要求工艺要求 5经济性要求经济性要求 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。 全寿命周期费用全寿命周期费用(LCC) (也称全寿

31、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。空气动力要求和设计一体化的要求空气动力要求和设计一体化的要求： 当结构与气动外形有关时，结构设当结构与气动外形有关时，结构设计应保证构造外形满足总体设计规定的计应保证构造外形满足总体设计规定的外形准确度；不容许机翼、尾翼与机身外形准确度；不容许机翼、尾翼与机身结构有过大变形，以保证飞机具有良好结构有过大变形，以保证飞机具有良好的气动升力和阻力特性，以及具有良好的气动升力和阻力特性，以及具有良好的稳定性和操纵性。随着飞机设计向综的稳定性和操纵性。随着飞机设计向综合性和一体化发展，

32、对结构设计提出了合性和一体化发展，对结构设计提出了新的要求。新的要求。如F-117A因隐形要求，其机翼下表面与机身上表面均为许多小平面构成的三棱锥面。并采用了不设任何外挂架的埋入式布局，提出了隐身-结构一体化的要求。苏30MK所采取的翼-身融合技术，要求机翼、机身圆滑过渡融合为一体，并要求机身沿轴向的形状符合面积律规律，大大改善了飞机的气动性能，但增加了结构的复杂性。飞机-发动机一体化设计，对既是机体结构一部分，又是推进系统组成部分的进气道、喷管，强调其形状、结构与发动机的匹配设计，用以优化控制飞机与发动机之间气动性能的相互影响。还有飞控-火控-结构一体化设计等发展趋势使飞机结构设计在满足气动

33、和飞机性能等要求方面增加了新的内容和难度。 对于不要求按损伤容限、对于不要求按损伤容限、耐久性设计的飞机可简化为强耐久性设计的飞机可简化为强度度(与刚度与刚度)及重量要求。及重量要求。 现代军机和旅客机的新机现代军机和旅客机的新机设计，规范规定都必须按设计，规范规定都必须按损伤损伤容限耐久性容限耐久性或按或按损伤容限损伤容限疲劳安全寿命疲劳安全寿命设计。设计。 结构完整性及最小重量要求就是指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，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；具有足够不产生

34、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题与振动问题；具能容许的气动弹性问题与振动问题；具有足够的寿命和损伤容限，以及高的可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，因此也可下，使结构的重量尽可能轻，因此也可简称为简称为最小重量要求最小重量要求。3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

35、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达性。4 4工艺要求工艺要求 要求飞机结构有良好的要求飞机结构有良好的工艺性，便于加工、装配。工艺性，便于加工、装配。这些须结合产品的产量、机这些须结合产品的产量、机种、需要的迫切性与加工条种、需要的迫切性与加工条件等综合考虑。对于复合材件等综合考虑。对于复合材料等新材料，还应对材料、料等新材料，还应对材料、结构的制作和结构修理的工

36、结构的制作和结构修理的工艺性予以重视。艺性予以重视。 5 5经济性要求经济性要求 近年来提出了全寿命周期费用近年来提出了全寿命周期费用(LCC)(LCC)概念概念( (也称全寿命成本也称全寿命成本) )。全寿。全寿命周期费用包括飞机的概念设计、命周期费用包括飞机的概念设计、方案论证、全面研制、生产、使用方案论证、全面研制、生产、使用与保障五个阶段直到退役或报废期与保障五个阶段直到退役或报废期间所付出的一切费用。其中生产费间所付出的一切费用。其中生产费用与使用、保障费用约占全寿命周用与使用、保障费用约占全寿命周期费用的期费用的8585左右左右( (见图见图1.11)1.11)。而。而减少生产费用

37、最根本的是结构设计减少生产费用最根本的是结构设计的合理性；影响使用和保障费用的的合理性；影响使用和保障费用的关键则是可靠性和可维护性，也与关键则是可靠性和可维护性，也与结构设计直接有关。结构设计直接有关。二、飞机结构设计思想的演变 为了更好地理解上述的结构完整性为了更好地理解上述的结构完整性-重量要重量要求，对飞机结构设计为保证飞机安全性而遵循求，对飞机结构设计为保证飞机安全性而遵循的设计思想的发展变化作一些介绍。的设计思想的发展变化作一些介绍。 飞机的设计思想来源于飞机的使用实践，飞机的设计思想来源于飞机的使用实践，对飞机设计不断提出的更高、更新的要求促使对飞机设计不断提出的更高、更新的要求

38、促使飞机设计思想不断地发展和演变，这是飞机发飞机设计思想不断地发展和演变，这是飞机发展史展史 上的一大特点。上的一大特点。 这种演变，对军用机而言，主要取决于飞这种演变，对军用机而言，主要取决于飞机的作战性能、生存力、生产成本和使用消耗机的作战性能、生存力、生产成本和使用消耗等全寿命成本的要求；对民机而言，特别重要等全寿命成本的要求；对民机而言，特别重要的是安全性和经济性。的是安全性和经济性。飞机设计思想的发展过程大致可划分为五个阶段duedPPfPP d第二章第二章 飞机的外载荷飞机的外载荷 与设计规范与设计规范 飞机的外载荷飞机的外载荷是指飞机在起飞、是指飞机在起飞、飞行、着陆和地面滑行等

39、使用过程飞行、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、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。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、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起落架的减振特性以及使用情况等许多因素。许多因素。 在飞机结构设计中，选定各结构件的剖面尺寸时，必须先确定它所承受的载荷，而结构件载荷要由设计情况的飞机外载荷来决定，因此，飞机的外载荷及强度规范是结构设计、强度计算的重要依据。 飞机的外载荷按使用情况飞机的外载荷按使用情况不同，分为不同，分为两

40、类两类：(1)(1)飞行时的外载荷。飞行时的外载荷。(2)(2)起飞、着陆时的外载荷。起飞、着陆时的外载荷。 飞机的设计规范包括飞机强飞机的设计规范包括飞机强度、刚度和适航性规范等，它们度、刚度和适航性规范等，它们是飞机结构设计、制造、试验、是飞机结构设计、制造、试验、验收、使用和维修的通用性指令验收、使用和维修的通用性指令性文件。性文件。2 21 1 飞机结构的主要载荷飞机结构的主要载荷 飞机在飞行过程中，外界作用飞机在飞行过程中，外界作用于飞机的载荷主要有：升力于飞机的载荷主要有：升力Y、阻、阻力力X、发动机推力、发动机推力T及飞机重力及飞机重力G。 图图2.1 飞机的基本载荷飞机的基本载

41、荷 (a)空中飞行情况空中飞行情况飞机在起飞着陆及在地面运动时，除飞飞机在起飞着陆及在地面运动时，除飞机重力机重力G外，还有地面作用在前、主起外，还有地面作用在前、主起落架上的地面支反力落架上的地面支反力Pn,Pm和摩擦力和摩擦力Pf 图图2.1 飞机的基本载荷飞机的基本载荷 (b)地面运动情况地面运动情况 通常，将质量乘以加速度的通常，将质量乘以加速度的负值称为惯性力。即惯性力在数负值称为惯性力。即惯性力在数值上等于质量乘以加速度，方向值上等于质量乘以加速度，方向与加速度方向相反。在图与加速度方向相反。在图21中中加上惯性力加上惯性力Nx，Ny是具有加速度是具有加速度飞机的动平衡表达形式，飞

42、机的动平衡表达形式， 飞机重力飞机重力G(mg)和惯性力和惯性力N(-ma)均与飞机本身质量均与飞机本身质量m有关，故统称之为有关，故统称之为质量力质量力zztwytwxIdcYcYmaGYYmaXT飞机在空中飞行时的受载情况可简化成上图。此时飞机既有平移运动，还可能有旋转运动，由牛顿第二定理： 机体坐标系机体坐标系：即原点O在飞机重心；纵轴Ox平行于机身轴线，指向前；竖轴Oy在飞机对称平面内，垂直于Ox轴，指向上(当飞机处于正常平飞姿态时)：横轴Oz垂直于飞机对称平面，由右手系规定。几种典型情况几种典型情况一、等速直线平飞时的受载情况一、等速直线平飞时的受载情况飞机作水平等速直线飞行时，它所

43、受的力有：升力Y、重力G、阻力X和发动机推力T。GYXT飞机在这种飞行情况下，所受载荷处于静平衡状态，因此飞机无任何方向的加速度人坐在飞机里，如不看窗外景物的相对运动，就感觉不出在飞行。这种情况的外载特点外载特点是：作用在飞机上的升力等于飞机的重力(YG=1)，推力等于阻力(T=X)。飞机上飞机上的各种装载、设备作用在它们连接接头的各种装载、设备作用在它们连接接头处的力与飞机静止时的情况相同处的力与飞机静止时的情况相同。二、俯冲后拉起时的受载情况二、俯冲后拉起时的受载情况 这是一种常见的在垂直平面内作曲线机动飞行的情况(见图)。此时，作用在飞机上的外载荷有Y，T，X，G，此外由于有曲线运动的向

44、心加速度作用，产生了离心惯性力。grvGYgrvGYrvgGGY2221coscos(2.6)(2.7) 由此可见，在俯冲拉起过程中，飞机所需的升力不等于重力，而是等于重力乘以一个系数，这个系数就是该升力与重力之比(它与飞机的飞行状态参数有关)，称之为载荷系数(即过载系数，或简称过载)。 飞行中，升力经常在变化着，在俯冲拉起时，升力可能大大超过飞机的重量。飞机的机动动作越剧烈，升力大于重力必定越多，飞机受力越严重。2 22 2 典型飞行姿态和载荷系数典型飞行姿态和载荷系数一、载荷系数一、载荷系数(过载系数过载系数)的概念的概念1 1、载荷系数载荷系数的定义的定义除重力外，作用在飞机上的某方向上

45、所除重力外，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，有外力之合力与当时飞机重量之比值，叫载荷系数。叫载荷系数。 在平直飞行情况下，飞机的升力只要求与重力相等。即Y=G，此时ny=Y/G=1 若飞机作等速平直倒飞，则ny = -1(因此升力方向与y轴的正方向相反)。 在曲线飞行时，如俯冲拉起情况下。升力大于飞机重力的径向分力G cos，这两个力之差使飞机产生向心加速度，飞行轨迹便向上弯曲。此时， 当以大速度小半径猛烈拉起时，将会产生很大的正ny。ny越大，表示升力比飞机重量大得越多，飞机受力越严重。grvGYny2cos当然，在飞机的x方向上，也会出现与切线加速度相关的惯性力N

46、x，即dxdvgGmaNdxdvaxxx,按照定义，在俯冲、拉起等各种飞行情况下，x方向的载荷系数应为：除去重力外的x方向的所有外力(沿x方向分量)与重力之比，即GXTnxxmaXGTsinsin1xxagn(2.8)(2.9)(2.10) 由于由于ax一般较小一般较小(式式(28)对应对应俯冲拉起飞行中又有加力的情况俯冲拉起飞行中又有加力的情况)，而飞机结构在而飞机结构在x方向的强度、刚度方向的强度、刚度较好，故除特殊情况较好，故除特殊情况(如着陆刹车、如着陆刹车、前方撞击等前方撞击等)外，外，nx常不予考虑。常不予考虑。平直等速飞行时，平直等速飞行时，T=X，nx=0：另：另外，外，z向的

47、过载一般也较小，因而向的过载一般也较小，因而我们重点讨论我们重点讨论y向过载。向过载。 例2.1 如图2.3所示，飞机俯冲后沿圆弧线拉起。求：(1)当已知v =1 000 kmh，r =1000m，=45，30，0时的ny各为多少?(2)若限制nymax2)，应考虑气动加热影响。此时由于气流与飞机表面剧烈摩擦，产生高温并传给飞机各部分，因而产生了热载荷。 设飞机表面上驻点的绝对温度为T(K)，则 T = TH (1 + 0.2 Ma2) (228)式中 TH 飞行高度H上的大气绝对温度(K)； Ma 飞机的飞行马赫数。 由图可看出，随着Ma数的增大，T将急剧增高。图2.22 驻点温度TMa曲线

48、(4)(4)获取环境数据。获取环境数据。 获取环境数据是编制飞行使用环境谱最重要的环节之一。可通过三种方法得到： (a)规范、标准和其他有关资料； (b)调研和统计分析； (c)飞行实测和其他试验。(5)(5)编制各类环境谱编制各类环境谱 当确定了环境种类、飞机典型任务剖面和环境区、以及各种环境的使用数据后，就可以根据实际的需要编制各种不同的环境谱。2.4 飞机的设计规范和民用航空条例的适航标准 第一章1.3所讲的飞机设计要求，是开展飞机设计工作的前提和最根本的依据。除此之外，飞机设计工作还必须严格遵守有关的飞机设计规范和适航性条例的各种规定。一、规范的形成与演变 飞机设计规范和适航性条例是在

49、飞机设计实践过程中逐步形成的，最初并没有什么规范和条例，飞机设计工作具有一定的盲目性，设计出来的飞机时有毁坏，不得不在飞机强度方面做出某些限制和规定，于是首先出现了强度计算手册、强度设计指南和强度规范等指令性文件，使飞机结构不致毁坏。但是，仅有强度规范还不能保证不发生飞行事故，于是需要更全面地考虑如何保证所设计飞机的飞行使用过程中的安全性。经多年努力，规范随着飞机设计思想的不断发展而演变成目前对飞机设计和研制给出全面要求的指令性技术文件，这种技术文件通常是由国家最权威的部门制定和颁发的。由于目前设计机种的用途和设计要求的多样化，一些规范较多地属于指导性文件。 军用飞机设计经历了静强度设计、刚度

50、设计、疲劳设计、安全寿命加损伤容限设计以及耐久性加损伤容限设计这样几个发展阶段。与这些设计思想相对应，美国军用飞机强度规范产生了近10个版本。这些规范版本的发布时间、制订部门以及相应的设计思想等如表2.3所示。 规范版本 制订部门发布时间是否批准相应的设计思想R一1803系列空 军194781是静强度MIL-S-5700系列 有人驾驶飞机的结构准则空 军1954.12.14是静强度MIL-A-8860系列 飞机强度和刚度 海 军1960518是静强度、动强度、疲劳强度MIL-A-008860A系列飞机强度和刚度加损伤容限 空 军1971331否静强度、动强度、安全寿命 MIL-A-83444

51、飞机损伤容限要求空 军197472是损伤容限 MIL-A-008866B飞机强度和刚度、可靠性要求、重复载荷和疲劳空 军1975822否耐久性MILSTD一1530A 飞机结构完整性大纲飞机要求空 军1975.12是(静)强度、刚度、耐久性、损伤容限 MIL-A-87221 飞机结构通用规范空 军1985228是强调耐久性和损伤容限的结构完整性 MIL-A-8860B系列 飞机强度和刚度海 军1987520是静强度、动强度、疲劳加损伤容限 表23 美国军用飞机强度规范的演变 我国在积累了多年飞机设计和飞行使用的经验和许多科学试验的基础上，已经由有关部门陆续拟定出了一些这方面的技术文件，可供飞机

52、设计使用。例如，由原航空工业部颁发出版的军用飞机强度规范、军用飞机疲劳、损伤容限、耐久性设计手册、飞机设计员手册、航空气动力手册以及民航总局颁发的民用飞机适航性条例等等。当然，我国在这方面的工作还不够完善，随着航空技术的不断发展，以及飞机设计和飞行使用实践经验的不断丰富，飞机的设计规范和适航性条例也在随之变化和发展。2蒙皮、腹板类构件 的稳定性设计 蒙皮或腹板同属薄板构件，在压载荷或剪切载荷作用下常发生皱折型失稳现象。由于它们在飞机结构中的不同部位使用，设计上对它们的使用要求也不相同。针对这两类薄板常见的稳定性设计方法，以下分别作一简单介绍。(1) 蒙皮与长桁、翼梁缘条连接在一起，构成了加劲式

53、薄壁结构，通常称为加劲壁板加劲壁板，同时在机翼上翼肋向加劲壁板提供了横向支持。这类加劲壁板在稳定性设计中是复杂的，不仅要考虑蒙皮的失稳，而且同时又要考虑加劲桁条的失稳临界载荷；更重要的是这两类构件组合在一起，特别当元件的设计尺寸不同时，失稳现象是多种多样的，相互间有着复杂的耦合作用。 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经典型加劲壁板。当压载荷逐渐增大时，两桁条间中间位置的蒙皮先发生失稳，并逐步向桁条位置延续，最后使得桁条与蒙皮全部发生失稳，因此会发生如图4.2所示的内应力曲线。图4.2 经典加劲壁板(a) 桁条间蒙皮上的应力分布；stcrstcrs

54、kcrcstcrcskcrkEbcbbkE,., 22(4.5)式中 k 板的支持系数； 蒙皮厚度； b 长桁间距；下标sk表示蒙皮，st表示长桁。 当蒙皮较厚。即蒙皮占总壁板面积的比例较大时，蒙皮和长桁的失稳临界应力接近，其典型形式如图43所示，这类壁板有多种破坏形式：(1)两个长桁之间的蒙皮失稳，同时引起长桁变形，使结构扭曲并产生严重的局部变形(图43(a)。 (2)个别长桁在两个翼肋之间出现局部失稳。 (3)个别长桁在两个翼肋之间出现总体失稳。但对带Z形剖面长桁的壁板，一般说长桁不会产生单纯的弯曲不稳定，而可能带有一定程度的扭转屈曲(图43(b)。 (4)长桁和蒙皮一起出现总体失稳，也称

55、宽柱失稳(图43(c)。 (5)两个铆钉间的长桁或蒙皮失稳(图43(d)，(c)。 图43(d)图43(e)这类壁板因要考虑许多方面的参数和各种不同的失稳形式，故确定壁板的极限应力和最有效地确定其结构尺寸比较困难。设计时实际上不能只依靠理论来解决，经常使用的还是试验数据和由此定出的设计图表。对这类壁板只有当整个结构破坏时才认为是临界设计状态，故若在达到设计载荷之前出现蒙皮失稳现象是正常的。若长桁出现失稳，则一般作为临界设计状态处理。宽柱失稳的临界应力一般与长桁失稳应力相等或略高，通常可不必另作计算。图 42经典加劲壁板(b) K6a关系曲线 b图46 机翼扭转扩大示意图图4.7 前、后掠机翼，

56、弯曲引起顺气流剖面向不同方面偏转 (a)由于后掠引起的附加负迎角b； (b)由于前掠引起的附加正迎角f(a)(b)图4.8 刚心前移的TY2机翼2副翼反效 副翼和舵面都有操纵反效的问题现举副翼为例加以阐明。 当为了使某侧机翼产生附加升力而使副翼下偏 角时，若机翼为绝对刚硬绝对刚硬，则由于副翼下偏所影响的单位宽度机翼翼段将增加升力Ya。但实际上机翼仅有有限的刚度有限的刚度，机翼刚心又远在Ya合力作用点之前，故由Ya引起的的力矩Ma=Yada，将使该翼段产生前缘向下的扭转变形。这相当于减少翼段迎角，将使升力减少Yk，若若Yk Ya，则操纵副翼下偏时，反而引，则操纵副翼下偏时，反而引起向下的负升力，

57、即操纵反效了起向下的负升力，即操纵反效了(图图)。实际。实际飞机当然不但不应操纵反效，而应保持有飞机当然不但不应操纵反效，而应保持有一定效率的正常操纵。由于我们可近似认一定效率的正常操纵。由于我们可近似认为所需的操纵力不随飞行速度而变。而为所需的操纵力不随飞行速度而变。而Yk却大致与飞行速度的二次方成正比，因此却大致与飞行速度的二次方成正比，因此有一副翼反效的临界飞行速度有一副翼反效的临界飞行速度va。 副翼反效在大展弦比后掠机翼副翼反效在大展弦比后掠机翼上较严重上较严重 这是因为展弦比愈大，对刚度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愈不利；而后掠翼弯曲引起顺气流翼剖面的附

58、加扭角，也产生不利于翼剖面的附加扭角，也产生不利于操纵的附加气动力。操纵的附加气动力。 此时可在高速时改用内副翼或此时可在高速时改用内副翼或扰流片；也可增加机翼的扭转刚度扰流片；也可增加机翼的扭转刚度和弯曲刚度，当然主要还是扭转刚和弯曲刚度，当然主要还是扭转刚度。度。三角机翼由于翼尖部分机翼剖面尺寸特别小，故需特别注意翼尖部分的扭转刚度。因此三角机翼在翼尖处都是截头的，即翼尖并非真正尖的，而是截去一块；副翼也不一直伸到翼尖，而是往内移一些(图410)。图410 三角机翼的副翼布置(a) 不利的布置(b) 有利的布置3颤振 颤振是气动翼面的一种自激振动。由有关颤振是气动翼面的一种自激振动。由有关

59、部件的部件的气动力、惯性力和弹性特性气动力、惯性力和弹性特性的综合作用的综合作用所引起。所引起。 当飞机速度当飞机速度v vcr时，大多数情况下，振动将发散，并导致时，大多数情况下，振动将发散，并导致结构快速出现损伤或破坏。结构快速出现损伤或破坏。 由于颤振须考虑振动变形引起的加速度及由于颤振须考虑振动变形引起的加速度及结构相应的惯性力结构相应的惯性力(作用在结构重心上作用在结构重心上)，因此，因此结构各剖面的重心位置在颤振中有很大影响。结构各剖面的重心位置在颤振中有很大影响。颤振基本上分两种类型： 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

60、副翼的偏转与机翼的弯曲变形交感而产生振动发散。由此可见，舵面等也可发生颤振。(1) 机翼弯扭颤振说明弯扭颤振的物理概念 翼剖面没有受到扰动前的位置为2(但剖面应没有扭转)。假设该剖面受到一扰动，使其位置从2位移至0位。 现分析此一扰动去掉后，翼剖面在弹性力、惯性力、气动力作用下的运动情况。 (a) (b)机翼弯扭颤振示意图(a)向上运动；(b)向下运动； 当瞬间扰动一取消，由于机翼弯曲引起的弹性力当瞬间扰动一取消，由于机翼弯曲引起的弹性力将使该剖面向上运动。将使该剖面向上运动。弹性力弹性力是始终向着原始平衡位是始终向着原始平衡位置方向的；且偏离距离愈大，弹性力愈大。置方向的；且偏离距离愈大，弹