执照-飞机结构

飞机结构

中国民用航空学院

徐建新

机电工程学院

第一章飞机的外载荷

飞机的外载荷

飞机的外载荷飞机在起飞、飞行、着陆及地面停放等过程中，作用在飞机上的外力称为飞机的外载荷。这些外载荷包括空气动力、惯性力以及飞机在着陆、地面滑行和停机时地面的反作用力。

飞机飞行时，作用在飞机上的外载荷升力质量力推力阻力飞机做等速直线水平飞行时，作用在飞机上的外载荷

升力Y0、阻力X0、重力G和推(拉)力P0

Y0=GP0

=

X0飞机在垂直平面内作机动飞行时的外载荷

作用在飞机上的外载荷重力、升力、阻力和推力两种加速度切线加速度向心加速度

两种惯性力

离心惯性力Nn切向惯性力Nt

飞机在垂直平面内作机动飞行时的外载荷由于沿飞行曲线的切线方向的切线速度变化很小，即，故Nt可略去不计。根据达朗贝尔原理，作用力与惯性力是相平衡的，即

飞机在水平平面内作机动飞行时的外载荷

当飞机水平盘旋时，它必须有一个倾斜角β水平分量就是它转弯的向心力，该分量与离心惯心力Nn平衡垂直分量与飞机的重量G相平衡

飞机在水平突风作用下的外载荷

飞机以平飞速度V0作水平飞行时，遇到风速为ΔV的逆航向突风升力

飞机在垂直突风作用下的外载荷

当飞机以平飞速度V0飞行时，如果遇到速度为W的垂直向上突风

迎角有了一个增量

飞机在垂直突风作用下的外载荷速度大小的变化可以略去不计(VV0)升力的增量Y主要取决于

飞机遇到上升或下降突风时的总升力为突风的方向向上时，升力增量为正突风的方向向下时，升力增量为负

机体坐标轴作用在飞机某方向的除重力之外的外载荷与飞机重量的比值，称为该方向的飞机重心过载，用n表示。飞机在y轴方向的过载ny等于飞机升力Y与飞机重量G的比值飞机在x轴方向的过载nx等于发动机推力与飞机阻力之差与飞机重量的比值飞机在z轴方向的过载nz等于飞机侧向力与飞机重量的比值飞机重心的过载

飞机重心的过载飞机机动飞行或飞行中遇到突风时，y轴方向的过载ny往往较大，而其它两个方向的过载nx和nz较小，而且对飞机结构强度的影响也较小，一般只是对某些局部结构强度需要加以考虑。飞机在y轴方向的过载是飞机结构设计的主要指标之一，飞机的结构强度主要取决于y轴方向的过载ny。

过载的大小飞机做等速直线水平飞行时的过载飞机在垂直平面内作机动飞行时的过载飞机在水平平面内作机动飞行时的过载飞机在水平突风作用下的过载飞机在垂直突风作用下的过载过载的大小

飞机的重心过载可能大于1，也可能小于1，或等于零，甚至是负值，这取决于飞行时升力的大小和方向。过载的正、负号与升力的正、负号一致，而升力的正、负号取决于升力与飞机坐标轴y的关系，即升力与y轴正向一致时取正号，反之则取负号。飞机升力方向的过载为负值的情况飞机平飞时遇到较强的垂直向下的突风在垂直平面内做机动飞行时，驾驶员推杆太猛。

飞机各部位的局部过载

当飞机绕重心有一个抬头的角加速度时，在机身上某一点i处，就会产生一个线加速度这个附加的线加速度将产生一个附加的过载

飞机各部位的局部过载飞机各部位的局部过载沿飞机长度是按直线规律变化的。i点处距离飞机的重心越远，或飞机绕重心转动的角加速度越大，该点处的附加过载也越大。只有当飞机绕重心的角加速度时，飞机上沿纵向各点处的过载才相等，都等于飞机重心处的过载。飞机各部位的局部过载飞机着陆时的过载

飞机着陆时，由于飞机的垂直下降速度在很短的时间内降为零，出现很大的负加速度，这将引起着陆过载。

飞机着陆过载的定义是起落架的实际着陆外载荷与飞机停放在地面时起落架的停机载荷之比

飞机着陆时的外载荷

飞机的最大使用过载

飞机在飞行中出现的过载值ny称为使用过载，用ny,ser表示。飞机设计时所规定的最大使用过载值，称为最大使用过载，用ny,ser,max表示。确定飞机的最大使用过载的因素飞机的机动飞行能力飞行员生理上的限制飞行中因气流不稳定而可能受到的外载荷对于不能做特技飞行的大型运输机机最大使用正过载大约为34最大使用负过载为1.52.5。一架飞机的最大使用过载规定得越大，飞机结构承受外载荷的能力就越强。

飞机的最大允许速压

速压

使用限制速压在飞机结构设计过程中，通常规定某一高度为H0上的qH,max作为飞机结构强度设计用的最大速压，用qmax表示。所以，qmax称为使用限制速压。

最大允许速压当飞机做下滑时，下滑终了飞机可能获得的速度显然要比最大平飞速度大，与此相应的速压也比使用限制速压大。飞机在下滑终了容许获得的最大速压，称为最大允许速压。最大允许速度与最大允许速压相对应的速度，称为最大允许速度飞机飞行中超过规定的速压值带来的后果飞机会由于强度、刚度不足而使蒙皮产生过大的变形或者撕离骨架有时还可能引起副翼反效，机翼、尾翼颤振等现象。

不能超过最大使用过载和最大允许速压的原因飞机使用过载的大小，标志着飞机总体受外载荷的严重程度而速压的大小，则标志着飞机表面所承受的局部气动载荷的严重程度由最大使用过载和最大允许速压所确定的飞机强度和刚度，反映了飞机结构的承载能力。如果在飞行中超过飞机的最大使用过载和最大允许速压，即超过了飞机结构的承载能力，就会使飞机的空气动力性能恶化，并损伤飞机结构同样，如果维护不良造成飞机原有的强度和刚度降低，使飞机的承载能力下降，即使飞行中没有达到最大使用过载和最大允许速压，也会造成严重后果。

第二章飞机结构受力分析和抗疲劳设计思想机翼的功用和机翼站位数机翼的功用用于产生升力装载燃油及各种系统附件等支持发动机、起落架和襟、副翼等。机翼站位数机翼站位数是指距离机身中心线的英寸数。

机翼的外载荷

空气动力机翼结构质量力部件及装载质量力

空气动力分布载荷是机翼的主要外载荷

平直机翼的剪力图和弯矩图

平直机翼的扭矩图

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，不会使横截面转动，如果外力不通过这一点，机翼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。机翼各横截面刚心的连线称为机翼的刚心轴。后掠机翼的力图

结论机翼结构横剖面的内力有剪力弯矩扭矩越靠近机翼的根部，机翼结构横截面上的剪力、弯矩和扭矩越大

当机翼上作用有部件集中质量力时，内力图将在部件集中质量力作用处产生突变或发生转折飞机在飞行中机翼上的燃油质量力，将减小机翼根部横截面上的剪力和弯矩

飞机在正过载下机翼的下壁板受拉机翼的上壁板受压

机翼结构的典型元件

纵向元件：翼梁、长桁、墙(腹板)横向元件：翼肋(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

3-后纵墙

4-普通翼肋

5-加强翼肋

6-对接接头

7-蒙皮

8-长桁

1-翼梁

2-前纵墙

蒙皮的功用形成流线型的机翼外表面为了尽量减小机翼的阻力，蒙皮应力求光滑，为此应提高蒙皮的横向弯曲刚度，以减小它在飞行中的凹、凸变形。从受力来看，气动载荷直接作用在蒙皮上，因此蒙皮受到垂直于其表面的局部气动载荷。此外，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，形成封闭的盒式薄壁梁承受机翼的扭矩；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。

长桁的主要功用长桁是纵向骨架中的重要受力元件之一，其主要功用是：支持蒙皮，防止在空气动力作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肋上去；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的扭矩和弯矩；长桁还能承受由弯矩引起的部分轴力。

普通翼肋和加强翼肋的功用普通翼肋的功用是：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、长桁和翼梁腹板，提高它们的稳定性。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的力偶分别传给翼梁或机身加强框。

普通翼肋和加强翼肋铆接式翼梁的组成构件及其功用铆接式翼梁由腹板、上、下缘条和支柱组成。各构件的功用是：腹板承受剪力上、下缘条承受拉、压力，从而使翼梁承受机翼的一小部分或绝大部分弯矩支柱起支持腹板的作用，提高它的临界剪切载荷。

1-上缘条

2-腹板

3-下缘条

4-支柱

梁式机翼的构造和受力特点梁式机翼的梁缘条较强，蒙皮较薄，桁条较弱且较少。甚至有的机翼的桁条还是分段断开的。梁式机翼的桁条，其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要由翼梁缘条承受。梁在受力和传力中起主要作用，所以叫梁式机翼。单块式机翼的构造和受力特点单块式机翼的梁缘条较弱，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面面积相近。上、下翼面的桁条和蒙皮通过受压、拉承受绝大部分弯矩。

单块式机翼

1-长桁；2-翼肋；3-墙(或梁的腹板)

多腹板式机翼

1-纵墙；2-蒙皮；3-襟翼；4-副翼；5-纵墙的细缘条

机身的功用

把机翼和尾翼连接成为一个整体装载人员、货物以及各种系统附件和设备等机身结构的外载荷由机翼、尾翼、起落架等部件的固定接头传来的集中载荷——主要外载荷各部件及装载的质量力机身结构本身的质量力气密座舱的增压载荷作用在机身上的外载荷，通常可以分为对称载荷和不对称载荷两种。与机身对称面对称的外载荷，称为对称载荷，反之称为不对称载荷。

对称载荷作用下，机身的内力图飞机两点接地时机身的载荷

作用在机身上的不对称载荷水平尾翼受到不对称载荷作用

垂直尾翼承受侧向水平载荷作用不对称载荷作用下，机身的扭矩图作用在机身上的其它载荷

局部空气动力载荷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。气密座舱的增压载荷机身蒙皮在充压载荷作用下，沿周向承受拉力对称垂直载荷的传递

当加强隔框受到对称集中载荷作用时，它把集中载荷以剪流的形式分散地传给蒙皮(两侧蒙皮承受的剪流较大)，蒙皮产生反作用剪流，来平衡加强隔框上的外载荷。

不对称垂直载荷的传递

不对称载荷对称载荷反对称载荷水平载荷的传递

作用在加强隔框上的水平载荷(例如，来自垂直尾翼的载荷P)通常是不对称的，它对隔框的作用，相当于一个作用在隔框中心处的力P(即对机身的剪力)和一个对隔框中心的力矩Mk(即对机身的扭矩)加强隔框传递作用在中心处的力P的情况与传递垂直载荷是相似的。但由于力P的方向是水平的，所以，机身上、下蒙皮承受的剪流最大

对于作用在隔框上的扭矩，蒙皮将产生反作用剪流，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，周缘各处总剪流的大小也等于qs和qk这两个剪流的代数和水平载荷的传递应力集中

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。

受拉板件的力流线

应力集中对构件强度的影响应力集中对静强度的影响程度与材料有关对脆性材料的影响较大对塑性较好的材料影响较小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。应力集中是影响疲劳强度的一个主要素疲劳源总是出现在应力集中较大的地方受交变应力的零件应避免打钢印必须充分注意受力构件的细节设计和施工。飞机结构中，常常会遇到受剪板。若板上有小孔，则沿45斜线方向上，孔的边缘点处就有严重的应力集中，很可能产生疲劳裂纹。

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。在弯曲和扭转载荷作用下，表面层的应力最高，在表面层的缺陷也往往最多。

试件的表面光洁度对疲劳强度有一定的影响。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。表面加工越粗糙，疲劳强度的降低也就越严重。

表面敏感系数

不同加工方法下表面敏感系数随强度极限的变化情况

1—抛光，▽11以上

2—磨削，▽9～▽10

3—精车，▽6～▽84—粗车，▽3～▽55—轧制，未加工表面温度对疲劳强度的影响

高温对寿命疲劳的影响降低其疲劳强度低温对寿命疲劳的影响飞机上遇到的低温只有摄氏负几十度左右，一般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。飞机结构在低温下的疲劳强度不是一个严重问题。影响疲劳强度的其它因素

残余应力零构件表面的均匀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。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，同样对材料的疲劳强度也会有明显影响。但究竟怎样的热处理方法对具体材料、具体形状和尺寸的构件更适合些，需要通过实践不断总结摸索生产装配过程中的工艺因素过度的强迫装配会影响疲劳强度

噪声环境声疲劳飞机结构的抗疲劳设计思想安全寿命设计思想破损安全设计思想损伤容限设计思想耐久性设计思想安全寿命设计思想

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

目前在飞机结构设计中，已普遍采用损伤容限设计方法，但是起落架仍然采用安全寿命设计

破损安全设计思想

破损安全是指一个构件发生破坏之后，它所承担的载荷可以由其它残存结构件继续承担，以防止飞机的破坏，或造成飞机刚度的降低过多而影响飞机的正常使用。这种设计思想允许飞机结构有破损，但必须保证飞机的安全。

损伤容限设计思想

损伤容限设计思想的基本含义

承认结构在使用前就带有初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可