关老师讲稿最终版本

1、 大型飞飞机强度分析 关志东 北航飞机所 2007.111.1作用在飞机上的外力作用在飞机上的外力飞机在飞行过程中受到各种载荷的作用。影响飞机结构强度的载荷主要有l飞行中的空气动力D、L、Cl发动机推力Fl质量力（重力及惯性力）ml着陆时地面冲击力l局部载荷（如增压座舱中增压载荷）l次要载荷（如在运输和维护中引起载荷）mF飞机的外载荷飞机的外载荷垂直面内曲线飞行中作用于飞机上的力垂直面内曲线飞行中作用于飞机上的力力的平衡力的平衡与质量无关力的合力用Rbi表示质量力用其合力Rm表示根据达朗伯原理在这些力的作用下，在飞机质心处合力平衡：Rbi=Rm过载的概念过载的概念 作用于飞机或部件上载荷的程度

2、可以用无量纲的过载值n表示过载n可理解为合力Rbi与飞机重力G之比 过载n是矢量，在一般情况下它的方向与速度坐标系各轴不一致。n在坐标轴上的投影用nx.ny,nz表示1.21.2典型飞行情况和机动过载典型飞行情况和机动过载过载沿主轴分量经过推倒，可以表示为过载ny决定飞机的结构质量和机动性: ny越大，法向加速度就越大，当飞机速度一定时，曲率半径R越小，则飞机的机动性越好ny越大，作用在飞机上升力L也越大，大多数情况航空结构强度和刚度由升力值L=nyG确定在水平面内的曲面飞行在水平面内的曲面飞行 等速水平盘旋是飞机主要机动飞行之一，当飞行速度增大时，如作小半径盘旋，则需要用大迎角飞行以产生大的

3、并力，从而产生较大的升力的水平分量Lsin 与盘旋所产生的离心惯性力平衡，很明显需要大的倾斜角，此时将产生相当大的过载；同时，升力增加引起阻力增加，故需要增大推力。平直飞行情况平直飞行情况飞机作水平直线等速飞行情况，飞机上所受载荷处于静平衡状态，飞机无任何方向的加速度，此时外载荷特点是：1.31.3过载系数过载系数过载n又称为过载系数即飞机所受质量力之外的外力总和与飞机重力之比。过截系数是飞机设计中的一个重要参数，n越大，飞机机动性好；但过载系数增加，空气动力载荷增加，结构质量随之增加，从而导致机动性降低。飞机设计时应合理选取最大过载值。最大使用过裁的确定最大使用过裁的确定 由过载定义可知，当

4、飞行某一瞬时G不变，最大过载值nymax在理论上可由Lmax值确定：限制最大使用过载的因素限制最大使用过载的因素飞机本身稳定性和惯性以及操纵效率的限制。低速飞行时受到气流分离条件的限制。在超声速飞行时，受到飞机平衡条件的限制。对于载人飞机，人员生理是限制最大过载n的最主要因素之一。人如果受到较大的过载，会便人的各部分重力发生变化，从而形成生理病态。 当n=2-3时，人会感觉不舒服，心率过快、头晕和恶心等； 当n=5-6时，会产生眼发黑及昏迷等最大使用过载最大使用过载n nsymaxsymax的确定的确定飞机的过载系数是最重要的原始参数之一，是表征飞机机动性的重要参数。过载值的大小应根据飞机的用

5、途确定。各国的强度规范都是根据本国的实际情况，对飞机进行分类。第一类飞机：可以完成全部特技飞行的飞机，称全特技类，最大使用过载大于等于。第二类飞机：可以完成部分特技飞行的飞机，称半特技类，最大使用过载大于小于。第三类飞机：不能作特技飞行的飞机，称非特技类，最大使用过载大于.小于。考虑飞机转动时的过载考虑飞机转动时的过载以上分析是将飞机作为质点分析，但实际上，飞机是有一定尺寸的物体。飞机在空中飞行时通常既有平移运动，又有绕质心的三个坐标轴方向的转动。若飞机在对称面内作曲线运动，平尾上载荷使飞机产生绕z轴转动的角速度和角加速度，会产生在x和y方向上的过载增量。xxyyangang 大气紊流引起颠簸

6、过载（突风过载）大气紊流引起颠簸过载（突风过载） 空气中气流是不平静的，气团移动会引起水平突风和垂直突风，其强度Vw能达到15 20ms。突风可能是单突风也可能是大的同一频率的循环突风。当飞机遇到突风时会感到颠簸，因而承受很大的过载，即颠簸过载（或突风过载）。计算突风载荷的方法计算突风载荷的方法离散阵风分析方法离散阵风分析方法: : 离散阵风分析方法是把大气扰动理想化为具有一定形状、一定梯度距离以及一定强度的单个孤立突风，其强度一般用当量突风速度表示。将飞机视为刚体，求出附加过载的峰值。此法对低速小型飞机较合适。计算突风载荷的方法计算突风载荷的方法连续紊流分析方法（动态离散阵风法）：连续紊流分

7、析方法（动态离散阵风法）： 连续紊流分析方法是使用频谱法把大气的紊流循环处理成连续随机过程。紊流功率谱在频率域内表示为扰动函数，要求用动态分析方法确定柔性结构的响应，并建立两种设计准则，即任务分析准则和设计包线准则。对飞机进行结构受载分析时，应同时采用这两种设计准则，并取其最大值进行结构强度计算。此方法对薄翼型、高速或大型飞机合适。下面以离散阵风分析法为例介绍突风载荷。垂直突风垂直突风1.1.垂直突风垂直突风 垂直突风是各种方向突风中最严重情况。当飞机处于直线水平无侧滑飞行时，遭遇到一个确定形状和强度的孤立垂直突风vw，飞机与气流相对速度的方向和大小均发生变化。由于飞行速度v vw，可认为飞机

8、仍以v速度相对空气运动，只增加机翼迎角 ， 则升力增量L为wv v2hwLLKCS 垂直突风垂直突风 由上述公式可看出，突风引起过载和平尾上载荷与突风速度以及飞行当量速度成正比。当驾驶员发现前方有较大突风时，则降低飞行速度，从而降低突风载荷。有时垂直突风虽然小于20 m/s，而突风会引起机翼随时间的变形以及加速度和惯性力的变化；此时，由于弹性力和惯性力相互作用的结果将出现振动。当外部载荷的频率与结构固有振动频率重合时会出现非常不利的情况。循环载荷能引起重型飞机较大过载，翼尖的过载可能超过7。 水平突风水平突风 飞机以速度v水平飞行时,在某一瞬间迎面而来的水平突风u，升力便有一个增量，其总升力为

9、： 相应的过载： 水平突风即使非常强烈,u/v也不会超过0.15。因此，水平突风的过载增量不大，总过载不会大于1.3-1.5，对强度的影响很小，可以不考虑。212LhLC Svu221yLv uunGvv 1 14 4飞机对称机动飞行包线和飞机对称机动飞行包线和相应参数确定相应参数确定 由过载系数定义可得到n=L/G=qSCL/G,因此过载系数n、速压q和飞机重力G决定了作用在飞机上的外载荷。下面讨论q和G的确定。 1.1.外载荷计算中飞机重力外载荷计算中飞机重力G G的确定的确定 在飞机使用过程中飞机的质量是变化的。在计算外载荷时，如果G取得较大，则偏于安全，但结构质量增加，性能下降；反之，

10、则偏于不安全。因此，强度规范中根据各受载情况规定了下列设计质量。（1 1）基本飞行设计质量）基本飞行设计质量m mifif 基本飞行设计质量，即前几节讨论中所指的飞机质量，它和最大使用过载系数值是飞机外载荷计算、结构设计和强度计算的重要参数。它基本上确定了一架飞机的强度水平。如果基本飞行设计质量取大了，会影响飞机性能；反之，会影响飞机的安全。强度规范中对mif。进行了如下规定：对于歼击机、强击机和歼击教练机，应根据空机质量、乘员、滑油、氧气质量、按战术技术要求携带的基本武器质量以及50的机内燃油质量（不含超载燃油）之和确定；或者根据战术技术要求确定。因为战斗机在训练飞行和与敌机格斗时才作最大使

11、用过载的机动飞行，此时应已爬到一定的作战高度并进到作战区域，且机内燃油已消耗约50。对于其他类飞机，应根据带有基本有效载重质量，减去暖机、滑跑以及爬升所消耗燃油质量确定，或根据战术（使用）技术要求确定。（2 2）最小飞行质量）最小飞行质量m mminmin 不能作机动飞行的飞机，应规定最小飞行质量。因为飞机的质量轻，阵风会使飞机产生较大的过载，这时气动力和惯性载荷综合结果可能是飞机的严重设计状态。故规范中对最小飞行质量作如下规定，即最小飞行质量mmin为飞机空机质量、机内有用及无用燃油质量的5（或按有关规定的燃油储备）、与燃油相应的滑油和最少乘员质量之和。（3 3）最大设计质量）最大设计质量m

12、 mmaxmax 最大设计质量是飞机携带最大机内、外装载，而不扣除暖机、滑跑和爬升时燃油的质量。该项质量主要用于计算地面滑行、起飞和飞行载荷，以及防止颤振和振动计算时采用。（4 4）着陆设计质量）着陆设计质量m mzlzl不同类型飞机的着陆设计质量有所差别，即不同类型飞机扣除25%-60%的机内燃油。着陆设计质量为不计外挂装载和机外燃油以及扣除一定百分比机内燃油后质量。计算着陆载荷时应采用着陆设计质量。 2.2.最大平飞速度和极限速度的确定最大平飞速度和极限速度的确定影响载荷大小的主要参数之一是速压q，速压相同时，各个高度的速度V将不同。故在强度计算中，将各个高度上飞行速度Vh以速压相同的条件

13、折算到海平面速度 Vdl(Vdl称为当量空速），即 、 分别为高度H的空气密度和海平面空气密度在强度计算中采用当量空速Vdl比较方便。因此，机动飞行包线和阵风载荷计算均采用当量空速。0hdlhhhvvvh0（1 1）最大平飞速度）最大平飞速度v vmaxmax飞机在基本飞行设计质量和飞机正常飞行的外形（起落架和襟翼收上，炸弹舱门关闭的基本外形）情况下，发动机处于最大推力（额定推力或最大加力）状态下飞机能作定常直线平飞的最大速度。该最大平飞速度Vmax由战术技术要求（或使用要求）确定。在H高度，飞机保持饰vh水平飞行所需推力被称为需用推力；发动机在这一高度下可能发出的推力被称为可用推力。需用推力

14、和可用推力随飞行高度和飞行速度变化。当需用推力等于可用推力时，得到该高度上最大平飞速度Vmax，则可得qmax。qmax被称为使用限制速压。（2 2）极限速度）极限速度v vjxjxqmax是由平飞时根据需用推力等于可用推力求得的，但qmax不能直接用来保证结构的安全。飞机可能获得比最大平飞速度还大的速度，用vmax,max表示，与vmax,max对应的qmax,max称强度极限速压.qmax,max太大将使结构质量增加,所以在结构设计时，对qmax,max要进行限制。飞机设计时，根据不同类型飞机选定，取 qmax,max=Kqmax 式中，系数K根据不同类型飞机确定，K=11-1.5。飞行时

15、,驾驶员将采取限制飞机俯冲高度及打开减速板等措施来限制qmax,max。（2 2）极限速度）极限速度v vjxjx我国军机强度规范规定极限速度Vjx为下列各种情况下可能达到的最大速度，即飞机在基本外形或高阻外形下使用发动机推力，或战斗机以小角度或大角度俯冲，或轰炸机和运输机以小角度下滑而减速板工作或不工作，或飞机经受阵风作用时。极限速度vjx是结构强度的限制速度，考虑了驾驶错误或遇到相当大的阵风的情况。极限速度vjx对应的极限马赫数Majx比最大平飞速度vmax对应的最大马赫数Mamax大0.1。目前，有些型号的vjx与vmax很接近，甚至相等。对称机动飞行包线对称机动飞行包线飞机在飞行中作用

16、在飞机上的载荷随飞行高度、速度、飞行姿态、过载系数和飞机质量等变化。为此，根据理论分析和飞行试验，针对使飞机结构易遭到损坏、人员易遭到损伤的载荷情况以及飞机可能的飞行状态，选出有代表性的设计情况来考虑。由对n,v参数的分析，可定出飞机的飞行速度和过载系数的范围，称为飞行包线。飞行包线用来限制各项要求的允许飞行区域。根据飞机的飞行性能、操纵性、稳定性、战术技术要求和结构强度要求，飞机有许多种飞行包线。在此包线内，飞机是可操纵的，而且强度要求得到保证。1.51.5飞机在起降过程中的载荷飞机在起降过程中的载荷 飞机起飞和降落过程中的载荷主要是地面的反作用力。反作用力通过起落装置作用在飞机上,由平衡条

17、件：1.61.6安全系数和设计载荷安全系数和设计载荷使用载荷使用载荷是指飞机在正常使用中所允许达到的最大载荷，或称为限制载荷(limit load)。在使用载荷作用下，各元件的应力临近材料的比例极限强度，但未出现永久变形。如果超过该载荷时，结构可能发生有害的永久变形。在整个使用过程中，使用载荷可能不止一次地遇到，所以飞机遇到使用载荷后不能有残余变形，否则就会影响下次的使用。 安全系数及设计载荷安全系数及设计载荷在飞机结构实际设计时，对静强度问题是采用“设计载荷”来设计。设计载荷为使用载荷乘以安全系数。飞机及各构件在该载荷作用下不应破坏，故又称极限载荷(ultimate load)。 安全系数及

18、设计载荷安全系数及设计载荷飞机结构是个复杂的、超静定的、多传力通道的受力结构，并大量采用弹塑性材料；当某一结构元件在使用载荷下达到比例极限或在设计载荷下某元件达到破坏强度时，该元件不能承受更大载荷，但其他元件仍能承受更大的载荷，各结构元件间所承担的载荷将重新分配；直到最主要的或较多的受力构件破坏时，整个结构才破坏。因此，按设计载荷来进行设计，可充分发挥超静定结构的承载能力。飞机结构强度试验时，结构是否出现了永久变形很难测准，而结构是否破坏则较容易准确测得，因而采用设计载荷进行最后的破坏试验验证，不仅便于测试，而且更符合实际使用要求。 安全系数及设计载荷安全系数及设计载荷 安全系数为设计载荷与使

19、用载荷之比。其物理意义为实际使用载荷增大到多少倍结构才会被破坏，该倍数就是安全系数。引入安全系数主要出于下列几方面的考虑： 在使用载荷作用下，飞机结构没有永久变形或屈服。 在使用时可能出现超过规定的机动动作或未估计到的突风，从而出现大于规定的使用载荷。 结构中可能存在初始缺陷（如材料和工艺引起的缺陷而未被检测出）。 设计和试验精度引起误差。 重复载荷作用和刚度要求。安全系数及设计载荷安全系数及设计载荷安全系数f取得太小，则不安全；f取得太大，则结构质量太大，造成飞机性能下降。目前，外载荷计算和结构分析逐步精确，材料和制造工艺过程逐步完善，材料的屈服强度水平不断提高（材料的破坏强度和屈服强度之比

20、小于1.5)，并且使用中重复载荷和温度影响、结构中初始缺陷等已做单独计算和分析，故目前情况一般安全系数取1.5。对强度、刚度和使用寿命有特殊要求的结构则另行考虑。第三章第三章 飞机强度计算方法飞机强度计算方法3.1 概论3.1.1 3.1.1 飞机结构设计简介飞机结构设计简介1.飞机结构设计基本要求 结构设计的任务是，根据飞机总体设计的要求，在设计飞机结构时，应满足下列基本要求。 （1）气动外形要求 （2）质量轻要求 （3）使用维护要求 （4）工艺要求 （5）经济性要求 以上基本要求往往是互相矛盾和制约的，在结构设计时应综合考虑上述要求，达到最佳设计点。3.1 概论2. 飞机结构设计的基本内容

21、 明确结构使用条件、生产条件和协调关系。根据强度规范，确定外载荷、载荷分布和安全系数。 在飞机总体设计阶段进行部位安排及结构布局。初珍确定各部件和结构的结构方案、主要受力构件安排与协调，进行初步设计和质量估算。 在结构设计阶段需对结构方案做进一步的详细比较，并进行静强度初步估算；通过设计计算初步确定各部件结构的初步尺寸；然后进行结构优化设计和进一步结构方案比较最后通过结构优化设计和结构详细打样设计确定结构详细打样图。 3.1 概论2. 飞机结构设计的基本内容（续） 对结构进行强度计算（包括静、动强度，初步的疲劳和损伤容限分析）和刚度计算在计算过程中如有必要时需进行零、构件的模拟试验和强度、振动

22、以及气动弹性的基本试验。如强度和刚度不能满足要求，则需要修改结构形式和尺寸。 绘制全套生产图纸和编制相应的技术文件。 对全机进行疲劳寿命和疲劳强度计算，并且进行耐久性和损伤容限分析。给出结构使用寿命和检查周期。 根据制造、全机静力试验、试飞、全机疲劳试验、耐久性和损伤容限试验中问题，修改结构生产图纸和技术文件3.1 概论3.1.2 3.1.2 飞机结构设计思想的演变飞机结构设计思想的演变 为了保证飞机飞行的安全可靠性，在结构强度方面的设计思想随着生产实践不断发展。其发展过程大致可分为下列五个阶段： 1.静强度设计阶段 在20世纪30年代之前，结构设计首先考虑结构的静强度要求。在设计中采用设计载

23、荷法，即设计载荷为使用载荷乘以安全系数。静强度设计准则为结构的破坏载荷（或称极限载荷）大于等于结构的设计载荷。可用公式表达为：3.1 概论 2.静、动强度设计阶段 约自1932年开始，在“英国海空军飞机设计要求AP-970”中已有防颤振要求，在飞机使用过程中还发现过其他气动弹性问题，如机翼发散与副翼反逆（或称副翼失效）。与以上防颤振要求合在一起，可以概括为：3.1 概论 3.静强度、动强度、疲劳安全寿命设计阶段 一在第二次世界大战以后的10年中、世界各国的军用机和民用机中出现了多起疲劳破坏事故，尤以1954年英国“彗星”喷气式旅客机的灾难性事故给人印象特深。此后，飞机结构设计除静强度、动强度要

24、求外，又特别强调了安全寿命问卿。其设计准则：3.1 概论 4.静动强度、疲劳安全寿命和损伤容限设计阶段 当前，使用单位对飞机使用寿命的要求不断提高、使得保证飞机寿命期内的安全问题更为重要。但在20世纪60年代后，原按疲劳安全寿命设计的多种飞机出现断裂破坏事故，如下表所列。3.1 概论 5.发展趋势 当前结构强度设计中存在下列问题： （1）经济性问题 （2）结构可靠性设计问题 （3）全尺寸结构实验问题 （4）日历寿命问题 （5）全机使用寿命的确定方法 由上述问题可知，必须对现行设计规范进行研究，以制定新的飞机结构设计规范。3.2 飞机结构静强度计算 飞机结构静强度计算是确定结构受力元件的剖面尺寸

25、和形式，使结构能承受强度规范中所规定的载荷，而没有剩余强度。 结构静强度计算是飞机结构设计、评定结构承载能力的基础。 结构静强度计算步骤：首先求作用于结构整体或部件上的外力，然后再求内力，最后验证其强度是否满足要求。3.2 飞机结构静强度计算3.2.1 3.2.1 机翼和机身的强度估算机翼和机身的强度估算 1.1.初等弯曲理论和减缩系数初等弯曲理论和减缩系数 （1 1）假设）假设 根据机翼和机身结构特点，需做如下假设才可以利用材料力学和薄壁结构力学理论计算。 线弹性假设。（见下一页图）3.2 飞机结构静强度计算线弹性假设图3.2 飞机结构静强度计算 缘条和析条的横剖面尺寸远小于整个机冀和机身的

26、剖面尺寸，因此在计算时，可看成集中面积，并略去它们对自身惯性主轴的矩，如下图所示。3.2 飞机结构静强度计算 薄壁结构的蒙皮承弯能力较弱，尤其在承压面蒙皮将屈曲失稼。故在计算时，将缘条（或析条）之间蒙皮按其承受正应力的能力减缩加到缘条（或析条）上，根据蒙皮受拉或受压来确定蒙皮的有效宽度；对于受压蒙皮有效面积 为：shf3.2 飞机结构静强度计算 （2 2）初等弯曲理论）初等弯曲理论 由曲率方程得到：令则3.2 飞机结构静强度计算对主轴的惯性矩为：正应力为：通常在计算时, 因较小可以忽略不计。减缩系数 取决于最终的正应力 ，而 为未知的，所以采用逐步近似的方法（迭代法）来计算减缩系数 和正应力 。3.2 飞机结构静强度计算 例如，对于机身剖面假设离中性轴最远的长桁K正好达到临界状态，则 此时机身的弯曲半径 为： 于是，其他长桁处的应变为：0根据 得各点的减缩系数 ，然后进行反复迭