第二章飞机结构受力分析与抗疲劳设计思想

1、第二章第二章 飞机结构受力分析和飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想抗疲劳设计思想2.1 机翼结构的传力分析机翼结构的传力分析产生升力。当它具有 上反角时，可为飞机提 供一定的横侧稳定性。 2.1.1 机翼的功用有横向操纵用的副翼、 扰流片等。为了改善机翼的空气动力效用 在机翼的前、后缘越来越多地装有各种形式的襟翼、缝翼等增升装置，以提高飞机的起降或机动性能。 机翼上常安装有起落架、发动机等其它部件。机翼的内部空间常用来收藏主起落架和贮存燃油 .机翼站位数是机翼站位数是指距离机身中心线的指距离机身中心线的英寸数英寸数 2.1.2 机翼的外载荷 飞机在飞行中，作用在机翼上的外载荷有：空气飞机在飞行中

2、，作用在机翼上的外载荷有：空气动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如动力、机翼结构质量力、部件及装载质量力，如图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要图所示。其中，空气动力分布载荷是机翼的主要外载荷。外载荷。 气动力分布载荷气动力分布载荷机翼质量力分布载荷机翼质量力分布载荷发动机集中发动机集中载荷载荷机身反作用力机身反作用力 机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞机翼结构质量力是机翼结构重量和它在飞行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重行中产生的惯性力的总称，即机翼结构重量和变速运动惯性力。量和变速运动惯性力。 机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机机翼在外部载荷作用下，象一根固定在机身上的悬

3、臂梁一样，要产生弯曲和扭转变身上的悬臂梁一样，要产生弯曲和扭转变形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各形，因此，在这些外载荷作用下，机翼各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。截面要承受剪力、弯矩和扭矩。垂直剪力水平剪力水平剪力扭矩扭矩水平弯矩水平弯矩垂直弯矩垂直弯矩 机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩机翼上所受的剪力、弯矩、扭矩由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受由于机翼结构沿水平方向尺寸较大，因而水平剪力和水平弯矩对飞机结构受力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。力影响较小，在受力分析时只分析垂直剪力、扭矩和垂直弯矩。2.1.3 机翼的受力图 机翼主要受两种类

4、型的外载荷：机翼主要受两种类型的外载荷： 一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结一种是以空气动力载荷为主，包括机翼结构质量力的分布载荷；构质量力的分布载荷； 另一种是由各连接点传来的集中载荷。这另一种是由各连接点传来的集中载荷。这些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身些外载荷在机身与机翼的连接处，由机身提供的支反力取得平衡。提供的支反力取得平衡。如果机翼上只有空气动力和机翼结构质量力，则越靠近机翼根部，横载面上的剪力、弯矩和扭矩越大。当机翼上同时作用有部件集中质量力时，上述力图会在集中质量力作用处产生突变或转折。剪力图弯矩图扭矩图P部件空气动力分布载荷机翼重力分布载荷一、平直机翼各截面的一、平直机

5、翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图剪力、弯矩和扭矩图试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼剪力、弯矩的影响？使机翼剪力在集中载荷作用截面发生突变；弯矩发生转折。集中载荷作用截面以内机翼各截面上的剪力和弯矩减少。 试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？试说明作用在平直机翼上的集中载荷对机翼扭矩的影响？ 使机翼扭矩在集中载荷作用使机翼扭矩在集中载荷作用截面上发生突变。变化值等于截面上发生突变。变化值等于集中载荷与集中载荷作用点到集中载荷与集中载荷作用点到机翼刚轴距离的乘积。机翼刚轴距离的乘积。 机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外端机翼上所有外力对机翼机翼某横截面承受的扭矩，等于该横截面外

6、端机翼上所有外力对机翼刚心轴力矩的代数和刚心轴力矩的代数和。扭矩的符号：使迎角增大为正，反之为负扭矩的符号：使迎角增大为正，反之为负 如果外力不通过这一点，机翼如果外力不通过这一点，机翼的横截面就会绕该点转动，这的横截面就会绕该点转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心个特殊的点称为该横截面的刚心刚心轴的定义是：刚心轴的定义是：机翼的每个横截机翼的每个横截面上，都有一个面上，都有一个特殊的点，当外特殊的点，当外力通过这一点时，力通过这一点时，不会使横截面转不会使横截面转动，动，机翼各横截面刚心的连线称 机翼的刚心轴。 压力中心刚心M 扭 =QCQQ刚心轴的定义刚心轴的定义? ?机翼的每个横截面上，

7、都有一个机翼的每个横截面上，都有一个特殊的点，当外力通过这一点时，特殊的点，当外力通过这一点时，不会使横截面转动，这个特殊的不会使横截面转动，这个特殊的点称为该横截面的刚心。机翼各点称为该横截面的刚心。机翼各横截面刚心的连线称为机翼的刚横截面刚心的连线称为机翼的刚心轴。心轴。剪力图弯矩图扭矩图二、后掠机翼各截面的剪二、后掠机翼各截面的剪力、弯矩和扭矩图力、弯矩和扭矩图机翼的扭矩图是机翼的扭矩图是如何做出的？如何做出的？扭矩图：某横截面承受的扭矩等于该截面外端机翼所有外载荷对刚心的力矩代数和。 2.1.4 机翼结构的典型元件蒙皮桁条翼肋翼梁缘条翼梁腹板纵向元件有翼梁、长桁、墙(腹板)横向元件有翼

8、肋(普通翼肋和加强翼肋)以及包在纵、横元件组成的骨架外面的蒙皮 当蒙皮较厚时，它常与长桁一起当蒙皮较厚时，它常与长桁一起组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。组成壁板，承受机翼弯矩引起的轴力。 蒙皮还参与机翼的总体受力蒙皮还参与机翼的总体受力它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，它和翼梁或翼墙的腹板组合在一起，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩 一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。一、蒙皮：蒙皮的直接功用是形成流线型的机翼外表面。 蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷；二、长桁长桁(也称桁条也称桁条)?长桁的主要功用是：长

9、桁的主要功用是： 支持蒙皮，防止在空气动力作支持蒙皮，防止在空气动力作用下产生过大的局部变形，并用下产生过大的局部变形，并与蒙皮一起把空气动力传到翼与蒙皮一起把空气动力传到翼肋上去；肋上去； 提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，提高蒙皮的抗剪和抗压稳定性，使蒙皮能更好地参与承受机翼使蒙皮能更好地参与承受机翼的扭矩和弯矩；的扭矩和弯矩； 长桁还能承受由弯矩引起的部长桁还能承受由弯矩引起的部分轴力。分轴力。蒙 皮传来的力桁 条翼 肋传来的力翼 肋蒙 皮传来的力桁 条翼 肋桁 条翼 肋蒙 皮蒙 皮传来的力三、翼肋三、翼肋 翼肋是机翼结构的横向受力构件翼肋是机翼结构的横向受力构件 翼肋按其功用可分为普通翼肋和

10、加强翼肋两种。翼肋按其功用可分为普通翼肋和加强翼肋两种。 普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把普通翼肋的功用是：构成并保持规定的翼型；把蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以板，而把局部空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹剪流的形式传给蒙皮；支持蒙皮、桁条、翼梁腹板，提高它们的稳定性等。板，提高它们的稳定性等。 腹板式普通翼肋通常都用铝合金板制成，其弯边用来同蒙皮和翼梁腹板铆接。周缘弯边和与它铆接在一起的蒙皮，作为翼肋的缘条承受弯矩。翼肋的腹板则承受剪力。这种翼肋的

11、腹板，强度一般都有富裕，为了减轻重量，腹板上往往开有大孔。利用这些大孔还可穿过副翼、襟翼等传动构件。为了提高腹板的稳定性，开孔处往往还压成卷边，有时腹板上还铆着加强支柱，或者压成凹槽。 加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。传递较大的集中载荷。 在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主在开口端部或翼根部位的加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。分别传给翼梁或机身加强框。Q 刚 心 q扭 M扭 q1 q

12、2 普通翼肋和普通翼肋和加强翼肋的加强翼肋的功用是什么？功用是什么？ F普通翼肋的功用是：构成并保持机翼的形状普通翼肋的功用是：构成并保持机翼的形状；把蒙皮和长桁传给它的空气动力载荷传递给；把蒙皮和长桁传给它的空气动力载荷传递给翼梁腹板，而把空气动力形成的扭矩，通过铆翼梁腹板，而把空气动力形成的扭矩，通过铆钉以剪流的形式传递给蒙皮；支持蒙皮、长桁钉以剪流的形式传递给蒙皮；支持蒙皮、长桁和翼梁腹板，提高它们的稳定性。和翼梁腹板，提高它们的稳定性。F加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传加强翼肋除具有上述作用外，还要承受和传递较大的集中载荷。在开口端部或翼根部位的递较大的集中载荷。在开口端部或翼根

13、部位的加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈加强翼肋，其主要功用是把机翼盒段上由一圈闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成闭合剪流构成的扭矩，转换成一对垂直力构成的力偶分别传给翼梁或机身加强框。的力偶分别传给翼梁或机身加强框。 四、翼梁 翼梁由腹板和缘条(也称凸缘)组成。缘条横剖面形状多为“T”型材或角型材。腹板上还铆接上许多支柱，这些支柱支柱起连接翼肋和提高腹板受剪起连接翼肋和提高腹板受剪稳定性的作用稳定性的作用。缘条和腹板的横剖面面积，由翼尖向翼根逐渐增大。 翼梁的主要功用是承受机翼翼梁的主要功用是承受机翼的剪力和部分或全部弯矩的剪力和部分或全部弯矩 。腹板式翼梁整体式翼梁桁架式翼梁B

14、B 截面AA 截面CC 截面DD 截面AA 截面BB 截面腹板支柱缘条直支柱斜支柱缘条五、纵墙五、纵墙(包含腹板包含腹板) 纵墙的缘条比梁缘条弱得多，但大多强于一般长桁，纵墙与机身的连接为铰接。有些腹板没有缘条，有些腹板的缘条与长桁一样强。墙和腹板一般都不能承受弯矩，但可以与蒙皮组成封闭的盒段来承受机翼的扭矩。后墙则还有封闭机翼内部容积的作用。 机翼的特点是薄壁结构，因此以上各元件之间的连接大机翼的特点是薄壁结构，因此以上各元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、胶接或它们的混合形式或它们的混合形式如胶铆等。如胶铆等。 腹板表

15、示铆接关系缘条缘条翼肋桁条蒙皮翼梁2.1.5 机翼结构的典型受力形式 机翼的典型受力形式有：梁式、单块式、多腹板式或混合式等薄壁结构，此外还有一些厚壁结构(如整体壁板式)的机翼。 梁式机翼通常有单梁式和双梁式两种。它们装有一根或两根强有力的翼梁，蒙皮很薄，桁条的数量不多而且较弱，有些机翼的桁条还是分段断开的。 梁式机翼的桁条承受轴向力的能力极小，其主要作用是与蒙皮一起承受局部空气动力，并提高蒙皮的抗剪稳定性，使之能够更好地承受扭矩。这种机翼蒙皮的抗压稳定性很差，机翼弯曲时受压部分的蒙皮几乎不能参与受力；而受拉部分的蒙皮，由于截面积很小，分担的拉伸力也很小。由此可见，弯矩引起的轴向力主要是由翼梁

16、缘条承受的。所以，这种机翼叫做梁式机翼。 梁式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力主要由翼梁的缘条承受。剪力由翼梁的腹板承受。 对双梁式机翼的扭矩可由前后梁腹板与上下蒙皮组成的盒段（合围框）、前梁腹板与前缘蒙皮组成的盒段承受。 梁式机翼的主要受力构件是翼梁，因此，它具有便于开口、与机身 (或机翼中段) 连接较简便等优点。 翼 肋桁 条翼 梁蒙 皮副 翼襟 翼单块式机翼 现代飞机多采用单块式机翼。 单块式机翼的构造特点是：蒙皮较厚；桁条较多而且较强；翼梁的缘条较弱，有时缘条的横截面积和桁条差不多。 这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳这种机翼的蒙皮，不仅具有良好的抗剪稳定性，而且有较好的抗压稳定性

17、，因此，定性，而且有较好的抗压稳定性，因此，它不仅能更好地承受机翼的扭矩，而且能它不仅能更好地承受机翼的扭矩，而且能同桁条一起承受机翼的大部分弯矩。由于同桁条一起承受机翼的大部分弯矩。由于这种机翼结构，是由蒙皮、桁条和缘条组这种机翼结构，是由蒙皮、桁条和缘条组成一个整块构件来承受弯矩所引起的轴向成一个整块构件来承受弯矩所引起的轴向力，所以叫做单块式机翼。力，所以叫做单块式机翼。 单块式机翼的受力特点是：弯曲引起的轴向力由蒙皮、桁条和缘条组成的整体壁板承受。剪力由翼梁腹板承受。扭矩由蒙皮与翼梁腹板形成的闭室承受。 单块式机翼的优点是： 通较好地保持翼型。 抗弯、扭刚度较大。 受力构件分散。 缺点

18、是：不便于开大舱口。不便于承受集中载荷。接头联接复杂。说明单块式机翼蒙皮在机翼受力、传力中的作用？12 1 1、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的、形成机翼的气动外形，承受机翼表面的气动载荷；气动载荷； 2 2、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传、与翼梁腹板或墙腹板组成闭室，受剪传递扭矩；递扭矩； 3 3、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递、与长桁、梁缘条组成壁板，受拉压传递弯矩。弯矩。 机翼型式蒙皮桁 条翼 梁梁式机翼薄弱，少，有时断开强，承受剪力和弯矩单 块 式厚多，强较弱，承受剪力，小部分弯矩梁式、单块式机翼的结构特点机翼型式剪 力弯 矩扭 矩梁式机翼翼梁腹板翼梁缘条蒙皮与翼梁腹板的盒段

19、单 块 式翼梁腹板翼梁缘条、桁条、蒙皮组成壁板蒙皮与翼梁腹板的合段梁式、单块式机翼的受力特点 答案要点：梁式机翼的蒙皮较薄，桁条较弱且较少。答案要点：梁式机翼的蒙皮较薄，桁条较弱且较少。桁条主要作用是支持蒙皮，承受局部气动力和提桁条主要作用是支持蒙皮，承受局部气动力和提高蒙皮的抗剪能力。由弯矩引起的拉力和压力主高蒙皮的抗剪能力。由弯矩引起的拉力和压力主要由翼梁缘条承受。要由翼梁缘条承受。 单块式机翼的蒙皮较厚，桁单块式机翼的蒙皮较厚，桁条较多且较强。它的横截面面积与梁缘条的横截条较多且较强。它的横截面面积与梁缘条的横截面面积相近。上、下翼面的桁条和蒙皮通过受压、面面积相近。上、下翼面的桁条和蒙

20、皮通过受压、拉承受绝大部分弯矩。拉承受绝大部分弯矩。 梁式机翼和单块式机翼在构造和受力上有什么不同？ 多腹板式(或为多梁式)： 这类机翼布置了较多的纵墙(一般多余5个)；蒙皮较厚(可从几mm到十几mm)；无长桁；有少肋、多肋两种。但由于受集中力的需要，每侧机翼上至少要布置35个加强翼肋.机翼的平面形状 分为：直机翼、后掠翼、三角翼、 小展弦比直机翼四种 直机翼主要用于低速飞机上。后掠翼主要用于高亚音速和超音速飞机上。国外还有变后掠机翼的飞机，后掠角可在2070之间变化，以适应飞机低空低速、高空高速、低空高速的性能变化要求。三角翼和小展弦比直机翼用于超音速飞机上不同类型的平面形状的机翼。 补充材

21、料机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载机翼结构横剖面的内力有哪些？飞机在负过载下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？下，机翼的哪些部位受拉，哪些部位受压？ 作用在机翼的上翼面的空气动力载荷是如何作用在机翼的上翼面的空气动力载荷是如何传到机翼翼梁上去的？传到机翼翼梁上去的？（1 1）气动载荷通过铆钉受拉传）气动载荷通过铆钉受拉传到桁条和翼肋上去；到桁条和翼肋上去； （2）传到桁条上的载荷再通过）传到桁条上的载荷再通过角片和铆钉传到翼肋上去；角片和铆钉传到翼肋上去；（3）作用在翼肋上的载荷再通过角材）作用在翼肋上的载荷再通过角材和铆钉传到翼梁腹板和蒙皮上去。和铆钉传到翼梁腹板和蒙皮上去。2.2

22、 机身结构的传力分析 (1)安置空勤组成员、旅客，装载燃油、各种系统、设备以及货物等； (2)把机翼、尾翼、起落架及发动机连接在一起，形成一架完整的飞机。 . 机翼、尾翼、机翼、尾翼、起落架等部件起落架等部件的固定接头传的固定接头传来的集中载荷来的集中载荷机身上各机身上各部件及装载部件及装载的质量力的质量力.机身结构机身结构本身的本身的质量力质量力 气密座舱气密座舱的的增压载荷增压载荷机身结构的机身结构的主要外载荷主要外载荷 飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受的外载荷有哪些？受的外载荷有哪些？ 飞机在飞行和着陆过程中，飞机在飞行和着陆过程中，机身结构承受由机

23、翼、尾翼、起机身结构承受由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集落架等部件的固定接头传来的集中载荷，承受机身上各部件及装中载荷，承受机身上各部件及装载的质量力、机身结构本身的质载的质量力、机身结构本身的质量力以及气密座舱的增压载荷。量力以及气密座舱的增压载荷。 作用在机身上的外载荷，作用在机身上的外载荷，通常可以分为对称载荷和通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机身不对称载荷两种。与机身对称面对称的外载荷，称对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之称为不为对称载荷，反之称为不对称载荷。对称载荷。 一、对称载荷 与机身对称面对称的载荷称为对称载荷。飞机平飞和在垂直平面内作曲线飞行时，由机翼

24、和水平尾翼的固定接头传给机身的载荷，以及当飞机以三点或两点（两主轮）接地时，传到机身上的地面撞击力等，都属于对称载荷。 在对称载荷作用下，机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用。一般在机身与机翼联接点处，机身承受的剪力和弯矩最大。1飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身承受的对称载荷 飞机在垂直平面内做机动飞行时，机身除了要承受由机翼、尾翼固定接头传来的对称载荷外，还要承受作用于对称面的装载(人员、燃油、设备)以及结构本身的质量力。当飞机具有对重心的角加速度时，在沿机身纵向离开飞机重心的某处，其过载应等于飞机重心的过载n加上由角加速度引起的附加过载n。 RARBRCRDDq剪力图弯矩图ABCD如图所示

25、，机身由A、B两个连接接头与机翼相连，机翼接头对机身的支点的反作用力分别为RA和RB；水平尾翼的外载荷通过垂直尾翼机身相连的接头C和D传给机身，它们分别是RC和RD；机身的质量力为q。由此可做出飞机在垂直平面内做机动飞行时的剪力图和弯矩图。 2飞机接地时，机身承受的对称载荷 当前三点式飞机以两点接地时，主轮的载当前三点式飞机以两点接地时，主轮的载荷和此时机翼上的升力由机翼的固定接头荷和此时机翼上的升力由机翼的固定接头传给机身；此外，机身还要承受质量力。传给机身；此外，机身还要承受质量力。以上这些外载荷都是对称载荷以上这些外载荷都是对称载荷。 前三点式飞机以两点接地时，飞机有绕重前三点式飞机以两

26、点接地时，飞机有绕重心旋转的角加速度。因此，机身上沿纵向心旋转的角加速度。因此，机身上沿纵向各点处的过载应等于飞机重心的过载与旋各点处的过载应等于飞机重心的过载与旋转角加速度所引起的附加过载之和。转角加速度所引起的附加过载之和。二、不对称载荷二、不对称载荷 与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。与机身对称面不对称的载荷称为不对称载荷。 机身的不对称载荷主要有如下形式：机身的不对称载荷主要有如下形式： 水平尾翼不对称载荷水平尾翼不对称载荷 当水平尾翼的升力不对称时，水平尾翼形成不对当水平尾翼的升力不对称时，水平尾翼形成不对称载荷。称载荷。 垂直尾翼侧向水平载荷垂直尾翼侧向水平载荷 一个主轮接地

27、时的撞击力一个主轮接地时的撞击力 飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的飞机作急转弯或侧滑等飞行动作时，机身上的部件产生的侧向惯性力。部件产生的侧向惯性力。 在不对称载荷作用下，机身要承受剪切、弯曲、在不对称载荷作用下，机身要承受剪切、弯曲、和扭转和扭转 。侧滑时水平尾翼上的不对称载荷横滚时水平尾翼上的不对称载荷 当水平尾翼受到不对称载荷时，一方面机身要受到对称面内的剪切和弯曲作用，另一方面由于两侧水平尾翼升力的合力Y不通过机身轴线，机身各横截面还要受到扭矩作用 在不对称载荷作用下机身的扭矩在不对称载荷作用下机身的扭矩 上图表示当尾翼载荷产生的力矩与机翼前、后接上图表示当尾翼载荷产生的力矩与

28、机翼前、后接头传来的力矩平衡时，机身的扭矩图。头传来的力矩平衡时，机身的扭矩图。 后机身的扭矩是由什么载荷引起的？后机身的扭矩是由什么载荷引起的？ （1）水平尾翼的不对称载荷；）水平尾翼的不对称载荷； （2）垂直尾翼的侧向水平载荷；）垂直尾翼的侧向水平载荷； （3）一个主轮先接地时的撞击载荷。）一个主轮先接地时的撞击载荷。 水平尾翼的水平尾翼的 不对称载荷在后机身内不对称载荷在后机身内 引起什么内力？引起什么内力？对称面内的剪力、对称面内的剪力、弯矩，还有扭矩。弯矩，还有扭矩。 三、其它载荷三、其它载荷 飞行中，机身除承受机翼、尾翼传来的集中载荷和质量力外，还要承受局部空气动力载荷和气密座舱的

29、增压载荷。 飞行中，机身表面还要承受局部空气动力。但是，由于大部分表面承受的局部空气动力较小，并且局部空气动力沿横截面周缘大致是对称分布的，基本上能自相平衡而不再传给机身的其它部分。因此，可以认为局部空气动力不会影响到整个机身结构的受力，只对机身结构的局部受力有一定的影响。 2.2.3 机身结构的传力分析机身结构的传力分析 机翼、尾翼和起落架等部件传来的集中载机翼、尾翼和起落架等部件传来的集中载荷，都直接作用在加强隔框上。加强隔框荷，都直接作用在加强隔框上。加强隔框周缘是与蒙皮铆接在一起的。加强隔框沿周缘是与蒙皮铆接在一起的。加强隔框沿铆缝把载荷以剪流的形式传给蒙皮。蒙皮铆缝把载荷以剪流的形式

30、传给蒙皮。蒙皮本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯本身承受和传递全部剪力和扭矩，并将弯矩传递给大梁和桁条。矩传递给大梁和桁条。 隔 框 框 架蒙 皮蒙 皮框 架桁 条隔 框蒙 皮隔 框桁 条 一垂直载荷的传递加强隔框在承受垂直方向的对称载荷时，要沿垂直方向移动。大梁抵抗垂直方向变形的能力很小，不能有效地阻止隔框垂直移动；而蒙皮（尤其是两侧蒙皮）抵抗垂直方向变形的能力较大，它能有效地阻止隔框垂直移动。因此，蒙皮是支持加强隔框的主要构件。这时，加强隔框沿两边与蒙皮连接的铆缝，把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮；蒙皮则产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的载荷。剪 流反作用剪流由于沿隔框周缘各部分蒙皮

31、抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均由于沿隔框周缘各部分蒙皮抵抗垂直方向变形的能力不同，周缘剪流的分布是不均匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位匀的。机身两侧的蒙皮，抵抗垂直方向变形的能力比上下蒙皮强，因此，这个部位剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧剪流较大。为了研究方便，可以认为作用在隔框平面内的垂直载荷完全传给了两侧蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用蒙皮，并由它产生的反作用剪流来平衡。即传递垂直载荷时，机身两侧蒙皮的作用相当于翼梁的腹板。相当于翼梁的腹板。 在连接机翼

32、的主要接在连接机翼的主要接头处，机身横截面上头处，机身横截面上承受的剪力最大，因承受的剪力最大，因而这个部位的蒙皮较而这个部位的蒙皮较厚厚 当加强隔框受到不对称垂直集中载荷作用时，可以把不对称集中载荷分解为对称部分和反对称部分。 反对称集中载荷部分相当于作用在加强隔框上一个扭矩。加强隔框沿周缘的铆钉把扭矩以剪流的形式均匀地传给蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。 当加强隔框受到相对机身轴线不对称垂直集中载荷作用时，隔框周缘同时产生两个剪流，周缘各处总剪流的大小就等于这两个剪流的代数和。 二水平载荷的传递 作用于加强隔框的水平载荷（例如来自垂直尾翼的载荷）通常是不对称

33、的，它对隔框的作用，相当于一个作用于隔框中心处的力（即对机身的剪力），和一个对隔框中心的力矩（即对机身的扭矩）。 接近垂直尾翼部分机身上蒙皮具有最大接近垂直尾翼部分机身上蒙皮具有最大剪流。它等于水平剪力和扭矩产生的剪流之和。剪流。它等于水平剪力和扭矩产生的剪流之和。 加强隔框传递作用于中心处的力的情况，与传递垂直载荷相似，它同样是沿铆缝以剪流的形式将载荷分散地传给蒙皮的。但由于力的方向是水平的，所以，机身上下蒙皮截面上产生的剪流最大。 加强隔框承受扭矩时，要在自己的平面内旋转。蒙皮组成的合围框具有较大的抗扭刚度，它能通过铆钉来阻止隔框旋转。这样，加强隔框便沿周缘铆缝把扭矩以剪流的形式均匀地传给

34、蒙皮，蒙皮则产生反作用剪流，形成对隔框中心的反力矩，使隔框平衡。 加强隔框承受水平载荷时，隔框周缘要同时产生两个剪流，即平衡力P的剪流和平衡力矩M的剪流。周缘各处的总剪流的大小，就是这两个剪流的代数和。在承受垂直尾翼传来的载荷时，隔框上部两个剪流的方向相同，而下部方向相反。因此，固定垂直尾翼的加强隔框，上部受力较大，这些隔框的上部往往做得较强，而且机身尾段上部的蒙皮一般也比较厚。对于固定前起落架的加强隔框来说，在承受由前起落架传来的侧向水平载荷时，隔框下部的受力比上部大，所以，这种隔框的下部通常做得较强。在前机身引起扭矩、在前机身引起扭矩、水平面内的剪力、弯水平面内的剪力、弯矩。矩。 作用在前

35、起落架上的侧向载荷会在前作用在前起落架上的侧向载荷会在前机身结构中引起什么内力？机身结构中引起什么内力？试用前起落架侧向载荷的作用，解释为什么试用前起落架侧向载荷的作用，解释为什么前起落架安装部位的机身下蒙皮较厚？前起落架安装部位的机身下蒙皮较厚？ 侧向载荷的剪力侧向载荷的剪力主要由上、下蒙皮承主要由上、下蒙皮承受，扭矩由一圈蒙皮受，扭矩由一圈蒙皮承受，叠加结果下蒙承受，叠加结果下蒙皮剪力最大。皮剪力最大。 2.3 影响疲劳强度的因素 2.3.1 应力集中的影响 当构件受力时，在截面突变处应力会局部增大。这种应力局部增大的现象，称为应力集中。 应力集中对静强度的影响程度与材料的性质有关，对脆性

36、材料的影响较大，对塑性较好的材料影响较小。这是因为对于塑性较好的材料，在静载荷作用下，破坏前构件内的应力已趋于均匀化。 应力集中对疲劳强度有着重大的影响，它会使疲劳强度大大降低。 当构件受到外力作用而变形时，材料分子之间的距离发生变化，这时分子之间会产生一种反抗变形，力图使分子间的距离恢复原状的力，这种力叫内力。 要判断构件受力的严重程度，仅知道内力的大小是不够的。构件在外力作用下，单位横截面面积上的内力叫做应力。如果内力是均匀分布的，则构件任意截面上的应力等于截面上的总内力除以横截面积。 应力可分成垂直于所取截面和平行于所取截面的两个分量。垂直于横截面的应力称为正应力，平行于横截面的应力称为

37、剪应力。内力和应力的概念所有飞机都承受有五种主要应力拉伸应力压缩应力扭转应力（扭矩）剪切应力弯曲应力（弯矩）拉伸应力是抵抗试图拉断物体的应力。压缩应力是抵抗压力的应力。扭矩是产生扭转变形的应力。剪切应力是抵抗力图引起材料某一层与相邻一层产生相对错动之力的应力。弯曲应力是压缩应力和拉伸应力的组合。当杆件受到弯曲作用时，弯曲的内侧面缩短（压缩），而弯曲的外侧面拉长（拉伸）拉 伸压 缩扭 转剪 切弯 曲中性层拉 伸压 缩2.3.2 表面加工的影响表面加工的影响 在交变载荷作用下，疲劳裂纹常发生在零构件的表面。这是因为在弯曲和扭转载荷作用下，表面层的应力最高，另外，在表面层的缺陷也往往最多。因此，表面

38、的加工质量对疲劳强度有很大的影响。 表面光洁度对疲劳强度的影响是随表面光洁度的提高，疲劳强度也提高。反之，表面加工越粗糙，疲劳强度的降低也就越严重。2.3.3 温度对疲劳强度的影响温度对疲劳强度的影响 温度是影响疲劳强度的另一个重要因素。当材料在低于蠕变温度(例如，对于铝合金，蠕变温度为205C)的高温下工作时，高温对长寿命疲劳的影响是降低其疲劳强度。 碳钢的疲劳强度大约在100C时最低，以后随温度升高疲劳强度也升高，到350C左右时，疲劳强度达到最大，然后随温度继续升高，疲劳强度迅速下降。 同一种材料，热处理不同，高温下的疲劳性能也会有较大差别。 在交变温度作用下，就会引起交变的热应力，从而

39、使构件产生疲劳破坏。这种由交变热应力引起的疲劳破坏称为“热疲劳”。 在高温时发生的疲劳破坏有相当大的部分是由这种热疲劳引起的。发动机不断起动和停车，使涡轮叶片、尾喷管等经常发生由热疲劳引起的裂纹。 金属材料在这种温度下的疲劳强度较室温下的疲劳强度高 2.3.4 2.3.4 其它影响的因素其它影响的因素 冷作硬化和残余应力对疲劳强度有相当大的影响。一般来说，零构件表面有一层均匀的残余压应力对疲劳强度是有利的，但若这种残余应力分布很不均匀，情况就不一样了。反之，如果零构件表面的残余应力是拉应力，则会降低疲劳强度。 金属材料的热处理方法及工艺过程对材料的静强度及其它机械性能有明显影响，同样对材料的疲

40、劳强度也会有明显影响。 飞机结构在生产装配过程中，很多工艺因素会影响结构的疲劳强度。例如，过度的强迫装配会影响疲劳强度。 噪声环境对结构的疲劳强度也有影响。由于大功率喷气发动机的作用，使靠近喷口附近部位的飞机结构因受到高声强噪音的激励而产生振动，产生所谓的“声疲劳”。2.4 抗疲劳设计思想简介 2.4.1 安全寿命设计思想 安全寿命设计概念要求飞机结构在使用寿命期内不出现宏观可检裂纹，这也就是说安全寿命设计仅考虑裂纹的形成寿命，不考虑裂纹的扩展寿命。由于检测裂纹手段的限制，裂纹形成寿命实际上是指结构从开始使用到形成一定尺寸裂纹(通常称为工程可检裂纹)的使用时间。这段使用时间也称为安全使用寿命。 安全寿命设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的。 安全寿命设计方法及相应的规范不能够确保飞机结构的安全性。另外，靠用大的安全寿命系数来保证安全性和可靠性，又往往使构件设计得太保守，所以，这种设计方法需要改进。 目前在飞机结构设计中，已普遍