飞机结构设计

1、,飞机结构设计,1,一、本课程的特点 注重基础理论概念的实用化、感性化以及工程化 注重综合运用知识概念权衡复杂问题分析，抓住主要矛盾寻找解决问题途径的基本设计理念 大量工程结构实例的剖析 注重培养自行分析、动手设计的主观能力以及工程实用化的实践能力,具体要求： 注意定性分析，要求概念清楚； 实践性强，要求常去机库观察实物； 理性推理较差，要求认真上课。,二、基本内容和基本要求 内容： 飞机的外载荷 不同类型飞机结构的分析； 飞机结构的传力分析； 飞机结构分析与设计基础； 飞机结构主要元构件设计原则；,内容要求： 掌握飞机结构分析和设计的基本手段-传力分析； 能够正确解释飞机结构元件的布置； 能

2、够正确地分析和设计飞机结构的主要元件,本章内容 1.1 飞机的研制过程 1.2 飞机结构设计的原始条件 1.3 飞机结构设计的基本要求 1.4 飞机结构设计的现代理论与先进技术 1.5 飞机结构设计的内容与方法,7,1.1 飞机的研制过程,一、飞机的功用与对飞机的要求 1.功用：有效的战斗武器（空战、拦截、攻击、侦察、 预警、运输） 空中运输设备（载荷、运货、农林、赈灾、救护、 勘察、运动） 2.要求：技、战术性能指标能满足所需完成的任务。,8,军用飞机的技、战术要求： 飞机的最大速度；升限；航程/最大作战半径； 起、降滑跑距离；载重；机动性指标（加力性能，盘旋半径，爬升性能，最大允许过载系数

3、）；隐身；维护与保障性能；使用寿命；可靠性与安全性能。 民用飞机使用技术要求： 有效载重；航程；安全性、可靠性、维修性、经济性。 3、飞机工作的最大特性： 反复、长期使用。,9,军用飞机的技、战术要求： 例如，对战术轰炸机提的战术技术要求包括： 一、任务，二、乘员组，三、动力装置，四、主要性能：1速度 2升限 3巡航高度 4活动半径 5起飞着陆距离 6轮胎压力，五、载弹量，六、设备要求，七、自卫武器。对拦截歼击机提的战术技术要求包括： 一、任务，二乘员，三动力装置，四、主要性能：1最大爬升率 2升限 3最大平飞马赫数 4着陆速度 5续航时间，五、军械设备，六、其它要求。,10,使用技术要求：

4、再如对大型涡轮螺旋桨客机的使用技术要求包括： 一、功用，二动力装置数量，三、商务载重，四、乘员组， 五、主要性能：1）巡航速度 2）巡航高度 3）海平面爬升率4）客舱增压 5）起飞滑跑距离 6）起飞距离 7）着陆滑跑距离 8）着陆距离， 六 半数发动机停车后性能要求，七，使用温度范围， 八、对螺旋桨要求，九、设备，十、救生。,11,二、飞机的研制过程,1. 技术性能论证与制定（顶层设计）过程 依据： 军事战略方针及战术（战略防御）要求； 商务策略，工、农业生产，赈灾救护等要求； 制定： 主要性能指标； 主要使用条件； 机载设备等。 效能分析、 费效分析,12,2.飞机设计过程,(1) 总体设计

5、： 气动外形布局设计；飞行力学性能设计； 机载设备（包括燃油）布置等重量分布设计； 发动机选型设计；结构总体尺寸设计。 (2) 结构设计： 理论设计（打样设计）； 强度、刚度设计； 细节设计； 工程绘图。,13,飞机结构设计的地位,结构设计的任务： 根据飞机型号设计技术要求、飞机三面图、总体布置图、外形图和规定的载荷情况、环境情况、使用方法，结合结构设计基本要求，设计出合乎使用要求且强度、刚度、疲劳、损伤容限品质合格，工艺性良好，满足重量的机体结构，为试制和批生产提供全套的图样和技术文件。 应当注意设计阶段的规律： 反复、循环、迭代、反馈；综合性、权衡性,16,3. 飞机制造过程 工艺设计、机

6、械加工、部件/全机装配 4. 飞机的试飞、定型过程 地面滑跑试验；起、降性能试验； 飞行包线中各飞行科目试飞试验； 定型：有待结构的静力及疲劳试验完成后， 没问题才定型,17,三、飞机研制过程概述,1、设计的内涵： 创造性的思维过程； 全面综合的辨证过程(矛盾分析、抓主要矛盾) 设计的不唯一性； 设计的反复性； 设计的继承性； 设计与科学实验的关系。,18,2、飞机设计的主要阶段：, 总体设计阶段； 飞机结构的打样设计： 结构受力形式选择、受力构件布置、开口布置、 分离面及其连接形式设计。 飞机结构的详细设计 结构件连接设计、细节设计、工程制图。 新机研制中结构设计的一般过程（见下页）,19,

7、结构设计的一般过程,总体研制方案论证 初步设计 详细设计 试制与试验 试飞与设计定型 小批生产与生产定型 批生产,20,1.2 飞机结构设计的原始条件,一、结构设计的主要依据： 使用方提出的战技要求或使用技术要求 飞机三面图及理论外形图 飞机总体布置图 重量指标分配及总重量 使用寿命要求 载荷和使用环境条件 维修性要求 生产条件和工艺性要求 其它有关设计准则、规范和标准,21,二、原始条件 1、飞机结构的外载特征以及对结构承载的要求 外载的形式(集中的、分布的、冲击型的、周期型、热的等)； 外载的历程特征(不同的飞行，载荷的变化规律)； 外载对结构的作用效应（抖振、颤振）； 结构承载的强度、刚

8、度(静、动、热、整体的、局部的)要求； 结构寿命要求；损伤容限要求； 经济性要求(生产/维修成本)。,22,2、飞机结构的协调关系 各部件的相对位置以及相互间连接交点的位置（不能改动）； 零、构件之间在连接尺寸上的协调关系； 各构件间或构件与内部装载间的位置、形状协调； 部件或组件结构的外边界一般与飞机的理论外形相协调； 其内部边界可能需与某个内部装载协调，也可能不需协调。,23,3、结构的使用条件 （1）环境条件： 指气象条件或周围介质条件（温度、湿度、腐 蚀、 有害介质等）。 （2）起降场所条件： 水、陆两栖；陆地：水泥、土跑道。 （3）维修条件： 外场维修；场站或基地维修。,24,4、生

9、产条件 （1）工艺条件（热加工、冷加工、少量或批量，加工 精度与性能的保障性） （2）加工能力（小量或大批量，加工精度与加工性能） （3）装配能力（装配精度、装配量大小） （4）生产能力（产量） （5）生产质量保障体系（技术与管理）,25,三、结构设计必须遵循的设计准则,静强度设计准则 刚度设计准则 热强度设计准则 疲劳、耐久性设计准则 损伤容限设计准则 气动弹性设计准则 动强度设计准则,26,动载/刚度-有气动弹性要求的地方，如：操纵面、翼尖 静载/强度-飞机中所有的元件，如加强肋、接头等 静载/刚度-有变形要求的地方，如：普通肋、机翼后缘、机械操纵系统,1.3 飞机结构设计的基本要求,一、

10、基本要求 近代飞机结构追求的目标是： 高结构效率（重量轻)、高可靠性、高寿命、高维修性和低寿命费用，以实现高的效费比。具体讲结构设计应贯彻下列要求：,29,强度、刚度要求 疲劳、耐久性要求 损伤容限要求 维修性要求 适航性要求 合理选材 工艺性要求 低成本设计要求 重量要求 防雷击要求 抗腐蚀要求,一、基本要求,30,二、基本要求概述（约束条件，边界条件）,1、气动外形要求 在结构设计中，与外边界相关的结构（框架结构与蒙皮）要保证理论气动外形的刚度（整体或局部的）以及光洁度（阻力及其他热效应），强度问题应当是首先保证的。,31,、重量要求 应当体会到重量设计是在满足各种结构性能指标的前提下，使

11、重量最轻。从优化数学语言，在满足各种性能指标约束下，使重量目标函数最小。实际工程设计中，仅为满意解（总体设计分解到各结构上的重量指标）,32,、使用维修要求 结构与系统的安全可靠工作需要定期地检修维护来保障，良好的维修性、保障性是工程设计的主要因素。具体来说，合理地布置分离面及各种开口，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。 、工艺要求 良好的工艺性设计是保证加工、装配合理精度及性能的前提。,34,、成本要求（经济性） 飞机的主要成本：设计、研制、制造和运营。 对军机而言，成本不应当是第一要求，重量与性能是第一位的。对民用客机，成本是第一要求。 一般说，气动性能、使用要求是

12、“前提性”要求，气动外形、结构与强、刚度设计技术是“前提”技术。 技术要求与技术性能是互相联系、互相制约的，有的甚至是相互矛盾的，应当在一个好的设计素质基础上，把握主要矛盾，综合考虑，权衡处理。,35,三、飞机结构设计思想的演变发展四个阶段,1、静强度设计阶段 静强度设计可追溯到18世纪伽利略时代，材料力学是伽利略时代破坏力学思维的延伸。 上个世纪2030年代，飞机业的发展形成了系统的设计原则。飞机结构设计的静强度设计准则是一种极限载荷（破坏载荷即极限承载能力）设计准则，即：,36,设计载荷为使用载荷乘以安全系数， 破坏载荷应大于等于结构设计载荷： 或 - 设计载荷 - 使用载荷 - 极限载荷

13、 - 安全系数,37,2、静、动强度设计阶段 动强度设计问题是结构（特别是薄壁结构）受到冲击干扰后，激励振动导致的结构破坏问题（或称气动弹性问题），可导致翼面振动发散、操纵面反效等问题。 设计准则可表现为： - 最大飞行速度 - 设计速度 - 气动弹性临界速度 - 颤振速度、机翼发散速度与副翼失效速度,颤振是飞机结构的自激振动，其能量来自飞行时周围的空气。 发散与颤振不同，它只与结构的挠性有关，而与结构的振动特性无关。当飞机达到某种速度时，飞机结构便不能再支持这种载荷，于是便出现结构发散变形，最后使结构破坏。,抖振是一种由不稳定气流引起的结构动载荷。低速抖振发生在接近失速时的大迎角，此时局部气

14、流与结构表面发生分离然后又附着，这会引起结构内的一些振动。高速抖振与大马赫数速度时产生的冲击波有关；此时局部气流在冲击波之后发生分离。在正常飞行中，不允许出现严重的抖振，以免干扰飞机的操纵，引起机组人员过度疲劳，或造成结构损坏。 操纵面反向这是由于结构(如副翼与机翼组合部位)扭转时操纵面完全失去效能，并且可能得到反效果。,疲劳设汁一般有下述几种方法： (1) 无限寿命设计 它以无限长寿命作入疲劳设计判据，要求结构或构件的设计应力水平低于有关的疲劳极限应力。疲劳极限应力通常是由试验确定的。在应力寿命(S-N)曲线上，它一般是某规定的足够长的循环寿命(如10e7次)所对放的应力水平。 对于需要经历

15、这样长寿命循环的零构件，例如发动机气缸阀门弹簧，长期频繁运行的铁路车辆轮轴等，这种无限寿命设计仍然是一种简单而合理的方法。,(2) 安全寿命设计 有许多构件在使用中只经受几万到几十万次载荷循环，或构件通常在低应力水平下工作，这样，再用无限寿命设汁(意味着设计应力低)就不合理了。按照有限寿命要求进行的疲劳设计，工程中称为安全寿命设计，即所设计的构件具有足够安全的设计寿命。当然考虑到疲劳载荷的分散性及其它因素，安全寿命设计应当具有足够的安全储备。,(3) 破损安全设计 破损安全设计是70年代初由英国空军发展起来的。破损安全设计法是允许有个别主要结构元件由于疲劳而破损，但不影响整个飞机结构安全的种设

16、计方法。在这个元件破损之后，必须证实仍能承受某些规定的载荷，而不会产生灾难性破坏或者有害于飞机飞行性能的过渡结构变形。 其设计要点是：有多余的载荷传递路线；发生局部开裂后结构仍有必要的剩余强度。这种设计常常采用多路传力系统或在结构中布置分段止裂件，以达到破损安全的目的。,(4) 损伤容限设计 这种方法是对破损安全设计的进一步改进。在损伤容限设计中，假定构件中存在着裂纹(由制造加工或疲劳形成)，但在周期性检查肯定能发现之前，这些裂纹是否会扩展到足以引起疲劳破坏的尺寸。为了保证所容许的裂纹在检查周期内不会扩展到引起结构破坏，构件往往要采用裂纹扩展缓慢且断裂韧性较高的材料制造。 美国空军已经制定了损

17、伤容限规范。我园航空工业部也于1985年出版了飞机结构损伤容限设计指南。,(5) 耐久性设计 耐久性设计与损伤容限设计的差别在于：损伤容限设计注意的是保证飞机结构的安全性，着重分析那些情况最危险，尺寸相对较大的裂纹，防止它们在使用中扩展到其临界裂纹长度而引起破坏； 而耐久性设计注意的是保证结构的功能且具有足够的经济寿命，着重于用统计方法分析大量的、尺寸相对较小的初始裂纹，考查并控制这些裂纹在使用中可能会扩展到大于经济修理裂纹尺寸的百分率。结构使用到某一寿命时，发生了不能经济地修理的广布损伤，而不修理又可能引起结构的功能性问题，则这一寿命一般就定义为“经济寿命”。这种分析方法力图确定在不同使用时

18、刻下结构中的裂纹尺寸分布。,3、静、动强度，疲劳安全寿命设计阶段 50年代，飞机业受二战的刺激，得到了迅速发展，但发生了始料未及的破坏现象，疲劳破坏。现代也发现噪音等环境也能引起疲劳破坏，当时飞机发展的几点特征： 飞机的使用寿命延长了； 飞机的技、战术性能提高了； 高强度材料的采用； 飞机结构强度储备下降； 工业技术提高了生产率。,49,经历挫折与失败后，设计师们发现需提出安全寿命要求 - 使用寿命 - 安全寿命 - 试验寿命 - 分散系数（一般取4） 上述设计准则主要依靠试验来保证，我国当前的一些飞机关键结构件仍依此设计。 现代军机的使用寿命要求60008000飞行小时，民机30000600

19、00飞行小时。,50,4、静、动强度，使用寿命，损伤容限和耐久性（包括 经济寿命）设计阶段 安全使用寿命设计并不能绝对保证安全。发现 破坏后的断口，疲劳裂纹已经很长了，于是提出破 损安全与损伤容限设计，科学地预测裂纹允许长度以 及结构破损后的安全特性，而且增加了检修性设计。 损伤容限设计概念要求损伤在规定的未修使用期内的增长控制在一定范围内，受损结构满足规定的剩余强度要求。,51,设计准则分别为： （1）破损安全结构（某个元件破损后，残余结构仍 能受载，即元件破损，结构安全） - 破损安全剩余强度系数 H - 检查间隔期限 (2) 缓慢裂纹扩展结构（适用于不可检测处结构， 要求在整个使用寿命期

20、内，裂纹不会达到临界 裂纹长度,52,耐久性设计准则： - 经济寿命 - 耐久性试验寿命 - 分散系数（一般取2） 经济寿命：出现某种损伤使进行修复反而是不经济的时限。,53,5、结构可靠性设计阶段 - 结构体系可靠度 i - 分别对应于静强度、动强度、损伤容限、寿命等情况。 目前一般按静强度、动强度、损伤容限/耐久性（或疲劳/损伤容限设计）准则设计后，进行可靠性分析评估。,54,1.4 飞机结构设计的现代理论与先进技术 现代设计理论包括结构优化设计、结构抗疲劳设计、结构防断裂设计和结构可靠性设计 先进设计技术主要包括计算机结构辅助分析（CAE）和计算机辅助设计（CAD）,55,结构有限元分析

21、以及在飞机结构设计中的应用 结构设计中应力和变形分析十分重要 它是分析和评估结构承载能力、使用寿命、可靠性和进行优化设计的基础 又是修改设计和制定试验方案的依据 特别对按疲劳、损伤容限设计的关键件，其应力和变形的分析精度要求更高，需要有合适的模型和计算方法才能满足要求。,56,57,58,59,60,61,1.5 飞机结构设计的内容与方法 结构指受力结构。由几个或几千个零件结合在一起所构成，能承受规定的载荷，满足规定的强度、刚度、寿命、可靠性要求。 飞机结构设计主要指机体结构设计。机体结构包含机翼结构、尾翼结构、机身结构、发动机舱结构、起落架结构等。,62,63,64,3 飞机结构设计的方法

22、定性设计 定性设计粗略估算强度校核 定量设计 定性选取结构方案，精确计算元件尺寸 智能设计 采用CAD和CAE技术进行结构设计,65,66,定量设计 工程梁理论:在飞机结构中，常遇到细长的梁式薄壁结构，如长直机翼、后掠机翼的中外翼等。这类结构在几何尺寸方面其长度远大于横剖面尺寸。它的受力和变形与材料力学中的细长梁类似。 不能应用于三角机翼、小展弦的结构 结构有限元素法: 适合任何复杂的结构分析及大型结构系统分析及任意边界条件及载荷分布。,67,以悬臂大展弦比平直机翼为例，机翼上承担着分布的气动载荷及机翼的质量载荷，还有发动机等部件的集中载荷。机翼在这些载荷作用下发生弯曲和扭转，横剖面上的内力有

23、弯矩、剪力、扭矩和轴力。这些内力可以采用静力平衡方程确定。如果要进一步确定横剖面上各元件(桁条、蒙皮等)的应力，则是一个十分复杂的问题。,68,如果采用适当的工程假设，则可以使复杂的问题得以简化。这就是所谓的工程梁薄壁结构模型。 为建立薄壁工程梁计算模型，除要求结构满足小变形和线弹性这两个基本假设和薄壁结构受剪板的假设之外，还要根据其受力和变形的特点，做出如下假设：,69,工程梁理论基本假设 1所讨论的对象为细长薄壁梁式结构。在计算其远离固定端处的应力分布时，可以忽略固定端对纵向变形的约束以及由此产生的次应力，认为计算剖面处的纵向变形是自由的，这种受力状态称为自由弯曲或自由扭转。 2剖面形状没

24、有畸变。结构在发生变形时，横剖面在自身平面上的投影保持不变。由于结构中 有较多的横向加强元件(翼肋和隔框)，能够保持横剖面的形状，该假设在小变形情况下是符合实际的。 3横剖面上的线应变符合平面假设。,70,基本概念补充,71,72,73,74,75,76,77,78,79,80,81,第二章、飞机结构的外载和设计规范,本章内容 2.1 飞机结构的主要载荷 2.2 典型飞行姿态和载荷系数 2.3 复杂载荷情况 2.4 飞机的设计规范 2.5 民用飞机适航性,82,第二章、飞机结构的外载和设计规范,2.1 飞机结构的主要载荷 飞机作为运载工具要求反复使用，可能经历各样的复杂载荷历程。 最主要、最基

25、本的有哪些？ 对结构的影响作用是什么？这是设计师们 关心的基本问题；其次是不同载荷形态与主要载荷的差异以及这些载荷 的变化规律（包括大气气象规律的统计）。 1. 思维要点： 主要载荷形式； 主要载荷分类； 作用于结构如何分析。,83,2.1 飞机的外载荷,2. 载荷的参照坐标系：机体坐标系,84,2.1 飞机的外载荷,2. 载荷的参照坐标系：机体坐标系,85,2.1 飞机的外载荷,3. 基本载荷形态及分析 从飞行原理上可以知道： 加力飞行； 匀速平直飞行； 停机、滑跑状态。,86,2.1 飞机的外载荷,87,2.1 飞机的外载荷,88,2.1 飞机的外载荷,飞机的外载： 重力（G)、升力（Y)

26、、 阻力（X）、推力（P）、起落架载荷。 惯性力：质量乘以加速度的负值 质量力：飞机重力G（mg）和惯性力N(-ma) 均与飞机质量m有关，故统称为 质量力。,89,2.1 飞机的外载荷,达朗倍尔动静分析（刚体动平衡）,90,2.2 典型飞行姿态和载荷系数,一、典型飞行姿态 1.俯冲拉起:对称面内作曲线机动飞行情况（纵向飞行） 飞机的升力使飞机保持向心曲线运动。,91,2.2典型飞行姿态和载荷系数,动平衡关系：（机体坐标系y向） ,表现了运动的变速特征（曲线运动） 即： 升力等于G乘上一个系数，该系数称为载荷系数。,92,2.2典型飞行姿态和载荷系数,分析该曲线运动中， 的特性： 与曲线航迹半

27、径成反比，与切线运动速度 的平方成正比，这表明： 若 一定，v 一定，则运动半径就规定了；太 小，则结构承载发生问题； 若 一定，v 一定，则速度就要限制。 由此看来，对结构设计是一个重要的无量纲载荷系数。,93,2.2典型飞行姿态和载荷系数,二. 载荷系数的概念 1. 载荷系数定义：除重力外，作用在飞机某方向上的所有外力的合力与当时飞机重量的比值，称为该方向上的载荷系数。 Note ： 对重力视可不见； 千万不能计及惯性力； 机体坐标系为正向； 载荷系数是一矢量，分量用nx、ny、nz表示。 e.g.平直匀速飞行：ny=1 平直匀速倒飞：ny=-1（-Y/G Y与机体坐标系相反）,94,2.

28、2典型飞行姿态和载荷系数,2 物理意义： 表示了作用于飞机重心处的外力与飞机重力 的比值关系； 表示了飞机质量力（重力与惯性力均与质量有关， 故统称为质量力）与重力的比率。 （应注意质量力与外力方向相反） 飞机的质量力应当是飞机的各部分质量力之和：,95,2.2典型飞行姿态和载荷系数,飞机中的某集中质量GI=mig，作用在结构上的质量力为： 当飞机沿x方向有变速运动时，x向惯性力： 若俯冲拉起中的曲线运动中，切向是加速运动，则： nz= 0（飞机展向变速平移难）；az一般较小，在大机动飞行中可能出现。,96,2.2典型飞行姿态和载荷系数,3、实用意义 作为飞机结构设计时重要原始载荷系数； n

29、的大小实际反映了飞机的机动性能； 结合n 和已知的气动力分布，可获得实际作 用于结构上载荷的大小，从而进行设计与校验。 可通过在飞机重心处安装加速度计来获取。,97,2.2典型飞行姿态和载荷系数,三、其他飞行姿态的过载 1、进入俯冲状态： （可能为负，说明升力不总是正的）,98,2.2典型飞行姿态和载荷系数,2、垂直俯冲状态： (外作用合力等于惯性力合力的负值),99,2.2典型飞行姿态和载荷系数,3、等速水平盘旋：（非对称机动飞行）,100,2.2典型飞行姿态和载荷系数,101,2.2典型飞行姿态和载荷系数,4、垂直突风 (在航迹运动坐标系中分析),102,2.2典型飞行姿态和载荷系数,（1

30、）计算突风引起的升力变化: （2）计算载荷系数 Note: 若突风不垂直飞机时,应怎样处理?,103,2.2典型飞行姿态和载荷系数,5、飞机转动(升降)时的过载(刚体运动分析),104,2.2典型飞行姿态和载荷系数, 运动分析: 旋转+平移 载荷分析:当平尾产生机动载荷时,飞机产生平移与旋转；该载荷克服了飞机原有的平飞状态,使飞机在上述两个运动中产生加速度。从动平衡角度,平尾机动载荷与它克服的惯性力及力矩相平衡。,105,2.2典型飞行姿态和载荷系数,.平移速度载荷系数(质点)(外载分析法) .绕中心转动的载荷系数(质量力分析法) Note: 表示单位长度上的重力 集中装载物(发动机,机载设备

31、) 要注意装载物较长的情况,当作集中点误差太大,则应 (绕自身重心轴的质量惯性矩),i 表示转动轴线上的任意位置,106,2.2典型飞行姿态和载荷系数,6、着陆时的过载,107,2.2典型飞行姿态和载荷系数, 这里的过载定义与空中飞行情况不同。 当空中匀速飞行时, ny=1 表示 Y/G=1 地面滑行或停止态时,再以升力来定义已毫无意义, 应以用地面的支撑载荷与重量之比来定义, 即 ny=1=Plg/G Note:i.这两种情况下的ny=1,但飞机结构的承载方式却完全不同, 匀速平飞是一种分布载荷作用,而着陆主要是以集中力形 式作用于起落架上,通过起落架作用于机身。 ii.工程上,常称平飞时

32、ny=1 为平飞1g (g以重力为单位)； 停机时 ny=1 为停机的1g,108,2.2典型飞行姿态和载荷系数,着陆时载荷分析: 从着陆前到完全着陆瞬间,飞机y向速度从-Vy减至零, 故此时的减速度为: 所以，减速度a指向机体坐标系y的正向，故此时的惯性力 (作用于地面)的方向是向下的。 由动平衡分析:,109,2.2典型飞行姿态和载荷系数, 由着陆时的载荷(地面给予的外载荷)与重量之比 的过载定义,即设: 这个过载不允许过大,一般ny=3-4 (因为与飞行时对结构 与人的作用不同) 着陆或滑时的情况多样,还可能发生nx,或nz.,110,2.2典型飞行姿态和载荷系数,7、飞机设计时最大载荷

33、系数的选取 影响选择最大载荷系数的因素: i. 载荷系数实际反映了飞机的机动性能,因此越大越好,但对运输机或客机则没有太大必要。 . 载荷系数又反映了对结构的载荷作用, 载荷系数越大,表明飞机结构的承载越大,要有足够的刚、强度，则结构重量大。,111,2.2典型飞行姿态和载荷系数,.载荷系数的载荷作用，不仅对结构有作用，而且对机载设备及乘员有载荷作用。载荷系数越大，对他们的作用越强，要视他们的承受能力而定。 .飞行时的载荷系数（除突风干扰外），一般来自于发动机的推力，载荷系数大，结构要重，发动机的加力性能要好，即剩余推力要大。 .载荷系数的选择影响因素众多，要依据技术性能要求综合确定,并不是越

34、大越好。,112,2.2典型飞行姿态和载荷系数, 人对过载的反映： 说明人在短时间承受较大过载尚可，特别是正过载。较长时间承受过载能力很差，特别是负过载。 战斗机的过载一般为-3-8 民机则无必要。 提高人抗过载的能力： 抗过载服。 规范中的过载系数可供选择(飞行包线上给定）。,113,2.3 复杂载荷情况,飞机是一种反复使用的运载工具或作战武器。服役期内会遇到各种载荷。 设计中，不仅应掌握典型设计状态中的极限载荷及其对结构作用的分析方法，（以作为飞机结构极限能力的设计依据）；还应把握这些载荷的变化规律，作用次数等统计规律，因为这些虽未达到极限状态，但长期作用仍对结构有破坏作用，这就是通常所说

35、的疲劳载荷。,114,2.3 复杂载荷情况,一、疲劳载荷 飞机遇到载荷长期反复变化地作用，这种作用会导致结构 的“疲劳” 破坏，因此这种载荷历程一般称为“疲劳”载荷。 类 型： 1.突风载荷：大气紊流的作用，是民机、运输机的重要疲劳 载荷，大气紊流的强度以及作用的次数统计； 2.机动载荷：飞机机动（变速）飞行中升力变化载荷，是军机的 主要疲劳载荷，机动飞行的种类,飞行次数等； 3.增压载荷：气密压舱一个飞行起落中，压力的变化，增压载 荷的变化规律，作用次数等统计； 4.着陆撞击载荷：一个起落一次撞击，撞击载荷的强度；,115,2.3 复杂载荷情况,地面滑行载荷：指地面滑行飞机颠簸所受到的载荷，

36、与飞 机跑道的质量、飞机的重量等有关； 发动机动力装置的热反复载荷； 地-空-地循环载荷：飞行地面滑行时的1g载荷变化到空中飞行的1g载荷，这种均值载荷的变化也是疲劳载荷； 其他：机翼尾流对尾翼的周期性作用,116,2.3 复杂载荷情况,作 用： 设备工作的影响； 人员的不适； 结构疲劳导致缺陷生长成裂纹并不断发展，最终导致断裂 疲劳载荷是飞机设计中最重要的考虑因素，是定寿的基本依据。,117,2.3 复杂载荷情况,二、其他特殊情况载荷 1、非正常状态载荷: 单发停车、 尾旋、 单轮着地、 打地转、 机头碰地、 飞机翻倒、 强迫着陆等情况。,118,2.3 复杂载荷情况,2、鸟撞载荷 鸟撞试验

37、，2km以下最大飞行速度飞行时风档承受1.8kg鸟撞。 3、冰雹载荷 防冰、破冰措施，考虑承受冰雹撞击（密度、直径、速度等） 4、噪声：声压场测量 预测声载荷大小、分布、作用时间，声振结构疲劳分析 动力装置噪音：螺旋桨、压气机、喷气的噪音 空气动力噪音：附面层压力波动、尾流、激波振荡 武器发射噪音：机炮、导弹、火箭发射 5、瞬时的响应载荷 起飞助推、外挂物投放、弹射等对飞机结构作用的载荷。,119,2.3 复杂载荷情况,三、环境谱的编制 前面的载荷谱为载荷大小随时间的变化，即载荷时间历程，环境谱则为环境强度随时间的变化，即环境时间历程。 一架飞机使用寿命：民机3000060000飞行小时 军机

38、30008000飞行小时 日历寿命2025年 地面停放的影响主要是环境。 1.环境谱的编制步骤： 确定飞机使用环境种类（根据飞机的特定用途和使用方法） 根据战、技要求或使用要求，确定飞机在不同地域服役时间 根据使用任务剖面（规定了任务类型、有效负载、飞行时间和该任务的使用百分比），确定各任务段的时间比例及地面停放时间比例； 获取环境数据； 编制各类环境谱。,120,2.3 复杂载荷情况,2、温度效应及其载荷 来 源： 高速气流运动（一般）在机体表面的摩擦生热，与环境温度及 飞行速度有关： 发动机燃烧及其尾部热气流对结构的作用。 作 用： 一般降低结构材料的强、刚度； 产生热变形/热应力； 均匀

39、温度对静定结构产生热变形而无热应力； 温度梯度产生热变形和热应力； 均匀温度对静不定结构产生热应力。 热的蠕变效应。,121,2.4 飞机设计规范,122,2.4 飞机设计规范,123,2.4 飞机设计规范,124,2.4 飞机设计规范,飞机设计规范简介： 指定设计规范的意义：对飞机设计和研制给出全面要 求的指令性技术文件，是飞机设计员的工作依据. 政府与权威研究机构组织制定，也可与设计主管部门 共同制定。 设计规范不是统一的，而是针对不同的飞机类型制定 不同的设计规范，因为飞机的任务与技战术要求不同。 设计规范与设计手册是飞机设计人员的基本工具。,125,2.4 飞机设计规范,一、规定了飞机

40、的分类及其相应的载荷系数（结构设计规范） 按用途分： 歼击机（J）；强击机（Q）；歼击教练机（JJ） 多用途机（DY）；教练机（JL）；轰炸机（H） 大型运输机（YH） 用机动性分 机动类（歼击机，强击机及相应的教练机）ny=-38 半机动类（战术轰炸机，多用途飞机） ny=-24 非机动类（战略轰炸机，运输机） ny=-13,126,2.4 飞机设计规范,二、规定了飞行包线及设计情况 1、设计情况具有代表性的最严重的各种飞机载荷情况。 使飞机结构易遭到破坏、人员设备易 受损伤的载荷情况都应入选 最大的正向和反向载荷情况 对主要结构件将产生危险损坏的载荷情况 对人员将产生损伤的载荷情况 对飞行

41、战术技术性能将产生严重影响的载荷情况 总载不大，但载荷作用的情况特殊，影响严重，也作为设计情况考虑。 对称机动飞行包线的A, B, D, E情况 非对称机动中的滚转机动、滚转改出 对称着陆情况、偏航着陆、单个起落架着陆情况等。,127,2.4 飞机设计规范,二、规定了飞行包线及设计情况,128,2.4 飞机设计规范,2、设计重量 最小飞行重量；空机重5燃油最少乘员 最大设计重量；携带最大机内及机外装载 基本飞行设计重量；空机重50燃油基本武器重量乘员、滑油、氧气重量 着陆设计重量。最大设计重量50机内及机外燃油,129,2.4 飞机设计规范,3.飞行包线 i. 依据飞机飞行性能、操纵性、稳定性

42、以及技战术要求，结构强度要求等综合确定的飞机飞行极限（nyvdl图）。 ii. 典型飞行状况的飞行包线 . 典型飞行载荷工况： a)对称机动飞行下的使用载荷； b)急剧俯仰机动； c)襟翼放下拉起状态； d)滚转与滚转改出机动等。,130,2.4 飞机设计规范,131,2.4 飞机设计规范,4、安全系数：f i. 安全系数是静强度安全设计的主要解决方法。 使用载荷：飞机在使用中预计各构件可能遇到的最大载荷 设计载荷：使用载荷乘以安全系数 安全系数取法 凡在规范中未作特殊说明之处，安全系数均为1.5； 当载荷的性质、大小和分布不能准确确定时，安全系数增大到1.65、2或更大； 对于主要的接头和耳

43、片，由于特殊重要性，在上述安全系数基础上，尚应乘以附加安全系数1.25 ii. 静强度设计准则：,132,2.4 飞机设计规范,iii. 使用设计载荷的原因： a) 保证结构安全； b) 反映静不定结构的承载能力，充分发挥静不定结构的承载 能力，可使结构设计得更轻； c) 便于与破坏载荷的理论设计实验验证； d) f值选取的影响因素； e) 设计要求（结构不能有影响功能的永久变形，强度裕度）； f) 材料应力应变特征(控制在一定应力水平和应变条件下）； g) 工艺制造水平； h) 计算、试验误差（粗糙、准确程度）。,133,2.5 民用飞机适航性,1 适航管理条例 飞机在进行运输及其他航空作业

44、时，须适应各种气象、地形、距离、载荷、飞行高度、空中交通规则程序等项要求，才能安全、及时和经济地运送旅客或完成其他飞行作业。为了保证飞行安全，飞机首先要具备相应的适航性能，为此世界各国民航当局对飞机的设计、生产、使用和维修等都制定了适航标准，规定或审定发证以及实施检查监督。,134,2.5 民用飞机适航性,主要内容有： （1）制定各类适航标准和审定监督规则； （2）民用航空器设计的型号合格审定 （3）民用航空器制造的生产许可审定 （4）民用航空器的适航检查 （5）民用航空器的持续适航管理,135,2.5 民用飞机适航性,2 适航标准 适航标准是一类特殊的技术标准。它是为保证实现民用航 空器的适

45、航性而制定的最低安全标准。适航标准是通过长期工作 经验的积累，吸取了历次飞行事故的教训，经过必要的验证或论 证不断修订完善而形成的，它具有法规性质和强制性要求。只有 满足适航标准所规定的这些要求后，才能被认为适合航行而被批 准放飞、载客营业。如 正常类、实用类、特技类和通勤类飞机适航标准(CCAR23） 运输类飞机适航标准（CCAR25） 一般类旋翼航空器适航标准（CCAR27）,136,2.5 民用飞机适航性,137,2.5 民用飞机适航性,138,2.5 民用飞机适航性,139,2.5 民用飞机适航性,140,2.5 民用飞机适航性,3 适航标准的内容 1) 对飞行性能、操稳特性；飞行载荷

46、、地面载荷、操纵系统载 荷、应急着陆情况等都作了详细规定； 2)对飞机结构、操纵面、操纵系统、起落架及各种设施（载人 和装货设施、应急设施、通风和加温、增压设施、防火设 施等）的设计与构造要求； 3)对动力装置的燃油系统、滑油系统、冷却、进气系统、排 气系统、动力装置的防火等提出了具体指标及要求； 4)对设备，包括仪表安装、电气系统和设备、警告装置，安全 设备的规定，并提出使用限制要求。,141,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,1.机翼的功用 (1)升力面: 产生升力,还可增加横侧安定性 (上反角和后掠角)。 (2)增升装置: 襟翼、 缝翼。 (3)操纵面: 副翼、 扰流片横向操纵。

47、 (4)外挂 装载: 武器外挂、发动机、内部如油， 旅客机现大多油全部装在机翼中。 (5)连接其它部件: 主起落架,一.机翼的功用与设计要求,142,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,2.设计要求 (1) 主要产生升力 所以气动要求高，即刚度要求 总刚度: 弯扭变形 局部刚度: 凸凹表面光滑 要满足很多特殊设计要求增升、增阻减升、横向操纵 (2)强度、重量最轻 (3)如是整体油箱,则燃油系统的可靠性十分重要,为保证其安 全,必须保证绝对可靠,必要时可牺牲重量。 (运十机翼下表面有一大排减轻孔),143,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,1.尾翼的功用 水平尾翼（平尾）：纵向（俯

48、仰）安定性、纵向操纵性； 正常式平尾包括水平安定面和升降舵 超音速飞机 全动水平尾翼 垂直尾翼：航向安定性、航向操纵性； 垂尾包括垂直安定面和方向舵 2.尾翼的设计要求 尾翼也是一个升力面，设计要求和构造与机翼类似,二、尾翼的功用与设计要求,144,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,二、尾翼的功用与设计要求,145,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,三、外载特点 （1）分布气动力 整个翼面都有，吸力或压力，合力R可按机体坐标轴 分为Y和X，Y与X之比约为10:1 机翼盒段H与B之比约10:1 C从15%-5-6% 影响受力主要是Y的因素，讨论一般以Y向力为例 MX与MY之比约为

49、10:1， 但 MX与MY之比可能100:1 （如为双梁式盒子的情况）,146,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,（2）其他部件（操纵面）传来的力 通过接头，则大多为集中力； 起落架上本身受的力（撞击力） 其它装载如：发动机-推力+质量力（集中力、 力矩形式） 油-如是结构油箱主要是分布力 （质量力+内压力） 内压力=10.2大气压 H=6Km时 p=0.5大气压 H=11Km时 p=0.2大气压,147,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,(4)机翼的一般工作形式（简化模型）： （A）悬臂梁-两半机翼侧面固定在机身边 （B）双支点外伸梁-全机翼固定在机身 （可以是中、上、下单翼

50、） 问题: 静平衡（等速直线水平飞行） 整个飞机作各种飞行时 静不平衡（机动飞行）如何分析? 就机翼本身作受力分析时均可用静力学来分析，为何呢？,148,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,答： 以升力为例-升力是传到机身上，由机身带起全机。或说扣除机翼上自己那部分，其它部分给 机身。所以如果把机翼拿出来进行受力分析，即研 究对象就是机翼和机身之间的关系，机身作为支持，而它们相互之间固定不动，故研究它们之间力的传递时，可用静力平衡方法分析。,149,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,机翼是一个薄壁盒段，即当机翼受载时，一般Y不在其刚心上，所以有垂直向上的趋势，且有弯和转动的趋势。

51、其所以没有动，是因为机身限制了它，也即提供了约束（提供了支反力）。所以可认为机身是机翼的支持，机翼把载荷传给机身，最后达到总体平衡。 总体力 Y方向： Qy Mx Mt X方向： Qx My Mt,150,3.1机翼与尾翼的功用设计要求和外载特点,因为Y/X=10/1, Mx My，所以一般只讨论Q(Qy)、 M(Mx)、 Mt， 在承受和传递Q(Qy)、M(Mx)、Mt中起作用的受力的元件叫做参加总体受力; 只承受局部气动载荷的为非主要构件。,151,152,3.2 机身的载荷特点,1. 机身上所受的载荷及承载方式 （1） 装载引起的质量力 （2） 各部件传来的集中力 （3） 作用在飞机机身

52、上的空气动力 （4） 机身结构的质量力,153,3.2 机身的载荷特点,154,3.2 机身的载荷特点,155,3.2 机身的载荷特点,2.飞行载荷 下图显示了飞机匀速直线飞行时作用在机身上的各种载荷。 这些载荷包括发动机推力，阻力，重力和升力。,156,3.2 机身的载荷特点,飞机水平匀速直线飞行时，机身的受载形式类似于承受集中 载荷及分布载荷的变刚度梁。如下图所示。,157,3.2 机身的载荷特点,可以将后机身看成是悬臂梁，所有载荷在“支点”（即升力 中心）处得到了平衡。 对于后机身，水平尾翼产生的总体平衡载荷将使后机身在 水平方向产生弯曲变形，如下图所示。,158,3.2 机身的载荷特点

53、,3.机身增压载荷 民用飞机要通过机身增压来满足乘坐飞机的舒适性要 求。机身增压时，机身蒙皮结构类似于内部充气的薄壁物 体，例如氢气球。机身内外的压力差（P）在机身结构产 生纵向和环向拉伸载荷。机身内部增压导致的纵向和环向 拉伸载荷在机身蒙皮壁板、隔框以及机身前后的球形端框内 部形成平衡力系。,159,3.2 机身的载荷特点,图下描述了机身蒙皮在压差P作用下的变形情况。 机身内外压强差导致的蒙皮环向和纵向应力。,160,3.2 机身的载荷特点,161,3.3 机翼与机身的构造,一、机翼构造元件,162,3.3 机翼与机身的构造,纵向构件：梁，桁条，纵墙,163,3.3 机翼与机身的构造,纵向构

54、件：梁，桁条，纵墙,164,3.3 机翼与机身的构造,1. 纵向骨架沿翼展方向安置的构件，包括梁、纵樯和桁条。 （1）梁最强有力的纵向构件。它承受着全部或大部分的弯矩和剪力。梁的椽条承受由弯矩而产生的正应力；腹板承受剪力。梁的数量一般为一根或两根，也有两根以上的。机翼结构只有一根梁者称为单梁机翼；有两根者称为双梁机翼；两根以上者称为多梁机翼；没有翼梁称为单块式机翼。 翼梁的位置：在双翼及有支撑的机翼上，根据统计，前梁在1218%翼弦处；后梁在5570%翼弦处。在悬臂式单翼机上，单梁机翼的梁位于2540%翼弦处。双梁机翼的前梁在2030%翼弦处；后梁在5070%翼弦处。,165,3.3 机翼与机

55、身的构造,翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。,166,3.3 机翼与机身的构造,（2）纵樯承受由弯矩和扭转而产生的剪力。与梁的区别是椽条较弱，椽条不与机身相连。其长度与翼展相等或仅为翼展的一部分。纵樯通常放置在机翼的前缘或后缘，与机翼上下蒙皮相连，形成一封闭的盒段以承受扭矩。 在后缘的纵樯，通常还用来连接襟翼及副翼。 （3）桁条承受局部空气力载荷；支持和加强蒙皮；并将翼肋互相连系起

56、来。而且还可以承受由弯曲而产生的正应力。有的机翼为了更加强蒙皮，桁条需要很密，因而导致使用波纹板来代替桁条，或者把桁条与蒙皮作成一体，形成整体壁钣。 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。,167,3.3 机翼与机身的构造,横向构件：普通翼肋，加强翼肋,168,3.3 机翼与机身的构造,2.横向骨架沿翼弦方向安置的构件。主要包括普通翼肋和加强翼肋。 （1）普通翼肋将纵向骨架和蒙皮连成一个整体；把由蒙皮传来的空气动力载荷传给翼梁；并保证翼剖面之形状。参与一部分机翼结构的受力。 （2）加强翼肋除了起普通翼肋作用外，还承受集中载荷。,169,3.3 机翼与机身的构造,蒙皮,170,3.3 机翼与机身的构造,3.蒙皮它固定在横向和纵向骨架上而形成光滑的表面。 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。 早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。 布质蒙皮主要是承受局部空气动力载荷，并把它传给骨架。硬质蒙皮除了上述作用外，还参与结构整体受力。视具体结构的不同，蒙皮可能承受剪应力，也可能还承受正应力。,171,3.3 机翼与机身的构造,接头,172,3.3 机翼与机身的构